Узел взаимодействия нагрузок, в частности узел взаимодействия нагрузок для двери прислонного типа летательного аппарата



Узел взаимодействия нагрузок, в частности узел взаимодействия нагрузок для двери прислонного типа летательного аппарата
Узел взаимодействия нагрузок, в частности узел взаимодействия нагрузок для двери прислонного типа летательного аппарата
Узел взаимодействия нагрузок, в частности узел взаимодействия нагрузок для двери прислонного типа летательного аппарата
Узел взаимодействия нагрузок, в частности узел взаимодействия нагрузок для двери прислонного типа летательного аппарата

 


Владельцы патента RU 2509680:

ОЙРОКОПТЕР ДОЙЧЛАНД ГМБХ (DE)

Изобретение относится к узлу взаимодействия для внесения сосредоточенных нагрузок в оболочковую армированную волокном композиционную конструкцию, упрочненную решеткой, в частности к узлу взаимодействия нагрузок для двери прислонного типа летательного аппарата. Узел содержит опорную конструкцию, содержащую балку, элемент реберного каркаса, оболочковую внешнюю обшивку и фланец передачи нагрузок. Фланец передачи нагрузок предназначен для передачи поперечных усилий и изгибающих моментов, возникающих вследствие передачи поперечных усилий на фланец, и/или предназначен для передачи тангенциальных и/или продольных усилий и скручивающих/изгибающих моментов, возникающих вследствие передачи тангенциальных и/или продольных усилий на фланец. Фланец передачи нагрузок содержит три расположенных под углом фланца. Реберный каркас снабжен передаточной секцией, взаимодействующей с одним фланцем реберного каркаса из трех фланцев. Балка снабжена передаточной секцией, взаимодействующей с одним фланцем стенки балки из трех фланцев. Внешняя обшивка снабжена передаточной секцией, взаимодействующей с одним фланцем внешней обшивки из трех фланцев. Достигается оптимизация узла взаимодействия нагрузок для восприятия многоосевых сосредоточенных нагрузок. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

Изобретение относится к узлу взаимодействия для внесения сосредоточенных нагрузок в оболочковую армированную волокном композиционную конструкцию, упрочненную решеткой, в частности к узлу взаимодействия нагрузок для двери прислонного типа летательного аппарата с признаками преамбулы по п.1 формулы изобретения.

В частности, арматура двери воздушного судна используется для передачи нагрузки от двери к фюзеляжу воздушного судна. Арматура двери является частью основной конструкции обычной двери воздушного судна. В условиях полета внутреннее давление действует на дверь воздушного судна, и внутреннее давление приводит к поперечным нагрузкам, в виде сосредоточенных точечных нагрузок, в соответствующих точках контакта между дверью воздушного судна и поверхностью фюзеляжа. Дополнительные нагрузки, перпендикулярные упомянутым поперечным нагрузкам в точках контакта, возникают вследствие трения и наклонных дверных упоров. Таким образом, существует состояние сосредоточенного многоосевого нагружения на арматуре двери и, в частности, на вносящих нагрузку точках контакта, и состояние сосредоточенного многоосевого нагружения подлежит передаче на опорную конструкцию двери воздушного судна.

Документ DE 102006054431 A1 раскрывает арматуру двери для установки дверей и механизации на конструкцию фюзеляжа и/или конструкцию крыла летательного аппарата с держателем двери, который имеет опорные элементы для двери или механизации, и с фланцем, который используется для крепления к конструкции фюзеляжа или конструкции крыла, причем держатель двери и фланец выполнены как единое целое в виде плоского, пластинчатого элемента. Этот уровень техники эффективен, но не обеспечивает достаточный запас прочности против перенапряжения в максимально нагруженных дверных упорах. Более того, данный уровень техники сосредоточен на поперечных нагрузках в чистом виде, тогда как нагрузки в тангенциальном и продольном направлениях, которые возникают в любом реальном авиационном применении, не могут быть достаточно переданы в нижележащую композиционную конструкцию.

Документ US 2010294888 A1 раскрывает панель, включающую в себя множество удерживающих устройств вдоль ее боковых сторон, причем они предназначены для зацепления, в закрывающем положении панели, с соответствующими удерживающими устройствами, расположенными на рамной конструкции этой панели. Панель включает в себя по меньшей мере одну балку, продольный концевой участок которой имеет паз, находящийся в торцевой поверхности балки и расположенный в подходящем положении для установки удерживающего устройства непосредственно на эту балку. Удерживающее устройство включает в себя удерживающую часть и крепежную часть, образованную основанием, причем крепежная часть образует единый корпус с удерживающей частью. Крепежная часть и паз профилированы так, что крепежная часть плотно зацепляется в паз, и крепежная часть прикреплена к балке крепежными элементами, в частности гайками и болтами, которые расположены приблизительно перпендикулярно основному направлению балки. US 2010294888 A1 учитывает только усилия вследствие герметизации.

Задачей изобретения является создание узла взаимодействия нагрузок, в частности узла взаимодействия нагрузок для двери прислонного типа летательного аппарата, который оптимизирован для восприятия многоосевых сосредоточенных нагрузок.

Решение обеспечено узлом взаимодействия нагрузок, в частности узлом взаимодействия нагрузок для двери прислонного типа летательного аппарата с признаками по п.1 формулы изобретения. Предпочтительные варианты выполнения изобретения представлены в зависимых пунктах формулы изобретения.

Согласно изобретению, узел взаимодействия нагрузок, в частности узел взаимодействия нагрузок конструкции летательного аппарата, содержит опорную конструкцию, в частности упрочненную оболочковую опорную конструкцию, с балкой, элементом реберного каркаса и оболочковой внешней обшивкой, предпочтительно выполненных из армированного волокном пластика, причем реберный каркас приспособлен к балке и внешней обшивке. Балка наклонена относительно внешней обшивки и элемента реберного каркаса, и внешняя обшивка наклонена относительно элемента реберного каркаса. Фланец передачи нагрузок приспособлен к и установлен на элемент реберного каркаса, балку и на внешнюю обшивку. Фланец передачи нагрузок предназначен для передачи поперечных усилий и изгибающих моментов, возникающих вследствие передачи поперечных усилий. Фланец передачи нагрузок также предназначен для передачи тангенциальных и продольных усилий и скручивающих/изгибающих моментов, возникающих вследствие передачи упомянутых поперечных усилий. Фланец передачи нагрузок снабжен по меньшей мере тремя фланцами. Элемент реберного каркаса снабжен передаточной секцией реберного каркаса, взаимодействующей с фланцем реберного каркаса из трех фланцев упомянутого фланца передачи нагрузок. Балка снабжена по меньшей мере одной передаточной секцией стенки балки, взаимодействующей по меньшей мере с одним фланцем стенки балки из трех фланцев упомянутого фланца передачи нагрузок, и внешняя обшивка снабжена передаточной секцией внешней обшивки, взаимодействующей с фланцем внешней обшивки из трех фланцев упомянутого фланца передачи нагрузок. Оригинальный узел взаимодействия нагрузок позволяет передачу сосредоточенных нагрузок от, например, металлической арматуры двери на конструкцию двери прислонного типа воздушного судна, состоящую из оболочковой внешней обшивки и реберного каркаса решетчатой изгибающейся балочной конструкции, внесением растягивающей и скручивающей нагрузки на внешнюю обшивку и нагружения в плоскости на балку и реберный каркас. Оригинальный узел взаимодействия нагрузок распределяет многоосевые сосредоточенные нагрузки насколько возможно на множество элементов, таких как упомянутая внешняя обшивка, являющаяся элементом конструкции, который - согласно уровню техники - до сих пор не использовался, чтобы воспринимать какие-либо нагрузки от дверных упоров. Оригинальный узел взаимодействия нагрузок позволяет легкий доступ и замену фланца передачи нагрузок. В результате внесения нагружения в плоскости, металлические подвесные конструкции и кронштейны, используемые в конструкциях (C)FRP двери воздушного судна настоящего уровня техники, могут быть удалены или уменьшены к минимуму, приводя к уменьшению этапов, времени, расходов на изготовление и веса конструкции. Более того, любые крутящие и/или изгибающие моменты, возникающие вследствие усилий в тангенциальном и продольном направлениях, которые стремятся скрутить оригинальный узел взаимодействия нагрузок с его опорной конструкцией и фланцами, будут автоматически компенсированы противодействующими нагружениями в плоскости, вводимыми в реберный каркас, и растягивающими, сжимающими и скручивающими нагрузками во внешней обшивке. Оригинальный узел взаимодействия нагрузок может быть изготовлен аналогично настоящим конструкциям арматуры двери просто ее обработкой или штамповкой из металла или литьем под давлением армированного углеродным волокном пластика.

Согласно предпочтительному варианту выполнения изобретения, балка наклонена относительно внешней обшивки, и/или реберный каркас наклонен относительно внешней обшивки и балки, причем изгибающаяся балка наклонена менее чем на 90° к реберному каркасу, предпочтительно на около 45° для большего количества конструкторских возможностей.

Согласно дополнительному предпочтительному варианту выполнения изобретения, балка содержит две передаточные секции стенки балки, взаимодействующие по меньшей мере с одним фланцем стенки балки, предпочтительно двумя фланцами стенки балки, причем упомянутые две передаточные секции стенки балки параллельны друг другу.

Согласно дополнительному предпочтительному варианту выполнения изобретения, балка содержит по меньшей мере одно односрезное соединение внахлест.

Согласно дополнительному предпочтительному варианту выполнения изобретения, реберный каркас снабжен по меньшей мере одним каналом для упомянутого по меньшей мере одного фланца стенки балки упомянутого фланца передачи нагрузок к передаточной секции стенки балки.

Согласно дополнительному предпочтительному варианту выполнения изобретения, жесткость упомянутого фланца передачи нагрузки выполнена с возможностью регулировки для требуемого распределения нагрузки в элементах опорной конструкции.

Согласно предпочтительному варианту выполнения изобретения, узел взаимодействия нагрузок для передачи сосредоточенной нагрузки на/от элемента конструкции используется с дверьми и люками воздушного судна, окружающими конструкциями двери воздушного судна наподобие рам двери со стороны фюзеляжа, планерами вертолета или элементами конструкции вертолета, решетками пола кабины воздушного судна, кузовом транспортного средства и другими подкрепленными оболочковыми конструкциями.

Предпочтительный вариант выполнения изобретения будет описан со ссылкой на следующее описание и сопровождающие чертежи.

Фиг.1 показывает вид в перспективе узла взаимодействия нагрузок согласно изобретению,

Фиг.2 показывает вид сбоку узла взаимодействия нагрузок согласно изобретению,

Фиг.3 показывает другой вид в перспективе узла взаимодействия нагрузок согласно изобретению, и

Фиг.4 показывает дополнительный вид в перспективе узла взаимодействия нагрузок согласно изобретению.

Согласно фиг.1 узел 1 взаимодействия нагрузок содержит фланец 11 передачи нагрузок со стороны двери, то есть дверной упор, разъемно поддерживаемый точкой 16 контакта на фланце 12 передачи нагрузок со стороны фюзеляжа, то есть фюзеляжном упоре, конструкции летательного аппарата (не показана). Фланец 11 передачи нагрузок установлен на опорную конструкцию 10 двери прислонного типа летательного аппарата с цилиндрической или сферической внешней обшивкой 15 болтами/винтами. Поперечные сосредоточенные нагрузки передаются через фланец 11 передачи нагрузок на дверь летательного аппарата при закрывании двери летательного аппарата и/или вследствие деформации фюзеляжа и во время полета, когда внутреннее давление поджимает дверь летательного аппарата к любой из соответствующих точек 16 контакта на фюзеляжных упорах 12. Тангенциальные и/или продольные сосредоточенные нагрузки передаются через фланец 11 передачи нагрузок на дверь летательного аппарата также вследствие трения между винтовым средством 5 и фюзеляжными упорами 12 и вследствие наклона арматуры относительно внешней обшивки. Следовательно, поперечные, тангенциальные и/или продольные сосредоточенные нагрузки образуют многоосевые нагрузки. Поперечные сосредоточенные нагрузки, возникающие вследствие закрытой двери летательного аппарата в герметизированном фюзеляже, приводят к изгибающему моменту, и тангенциальные и/или продольные сосредоточенные нагрузки вследствие трения приводят к скручивающему моменту на опорной конструкции 10 двери летательного аппарата.

Винтовое средство 5 обеспечено в упомянутом фланце 11 передачи нагрузок, и удаление фланца 11 передачи нагрузок относительно упомянутой точки 16 контакта выполнено с возможностью регулировки упомянутым винтовым средством 5. Упомянутое удаление выполнено с возможностью регулировки в перпендикулярном направлении относительно внешней обшивки 15 вращением упомянутого винтового средства 5 относительно упомянутого фланца 11 передачи нагрузок.

Реберный каркас 13 снабжен двумя каналами 7 для внесения двух фланцев 19 стенки балки упомянутого фланца 11 передачи нагрузок к двум передаточным секциям 3 стенки балки 14, причем упомянутые передаточные секции 3 стенки балки по существу параллельны друг другу на противоположных сторонах балки 14.

Фланец 11 передачи нагрузок содержит три объединенных фланца 18, 19, 20, расположенных под углом около 90° друг к другу. Каждый из трех фланцев 18, 19, 20 снабжен отверстиями для обеспечения крепления фланца 11 передачи нагрузок посредством болтов, заклепок или соответствующих креплений (не показаны) к реберному каркасу 13, балке 14 и внешней обшивке 15. Фланец 11 передачи нагрузок изготовлен из металла или композиционного материала.

Реберный каркас 13 расположен под углом около 90° к внешней обшивке 15 и балке 14. Реберный каркас 13, внешняя обшивка 15 и балка 14 выполнены из волоконного композиционного материала, причем волокна направлены вдоль их соответствующих передаточных секций 2, 3, 4. Реберный каркас 13 прикреплен к внешней обшивке 15 и балке 14, и внешняя обшивка 15 установлена на балке 14.

Передаточный фланец 11 выполнен с возможностью замены простым ослаблением болтов/винтов крепления от реберного каркаса 13, внешней обшивки 15 и балки 14.

Согласно фиг.2 соответствующие признаки обозначены ссылочными позициями с фиг.1. Сосредоточенные поперечные нагрузки, действующие на фланец 11 передачи нагрузок, будут переданы через фланец 18 реберного каркаса фланца 11 передачи нагрузок на передаточную секцию 2 реберного каркаса 13. Любые изгибающие моменты, передаваемые фланцем 11 передачи нагрузок, вводятся посредством двух фланцев 19 стенки балки в передаточную секцию 3 стенки балки 14, причем упомянутая балка 14 противодействует нагружением в плоскости. Значительная доля нагрузок от упомянутого поперечного усилия действует перпендикулярно передаточной секции 4 внешней обшивки 15. Только часть нагружения от поперечного усилия будет введена в реберный каркас 13 в качестве сдвигового нагружения, которое не вызывает расслоений/разворачивания в наиболее ответственной изогнутой части 6 реберного каркаса 13. Распределение нагрузки на опорную конструкцию, то есть реберный каркас 13, балку 14 и внешнюю обшивку 15, может быть отрегулировано регулировкой соответствующей жесткости любого из трех фланцев 18, 19, 20 фланца 11 передачи нагрузок.

Согласно фиг.3 соответствующие признаки обозначены ссылочными позициями с фиг.1 и 2. Тангенциальное усилие, действующее на фланец 11 передачи нагрузок, будет передано через фланец 18 реберного каркаса фланца 11 передачи нагрузок на передаточную секцию 2 реберного каркаса 13 и на передаточную секцию 4 внешней обшивки 15, каждый нагружением в [своей] плоскости соответственно. Результирующий изгибающий момент нагрузок от упомянутого тангенциального усилия выполняет функцию растягивающего/сжимающего усилия, выведенного из плоскости относительно реберного каркаса 13. Результирующий скручивающий момент нагрузок от упомянутого тангенциального усилия выполняет функцию растягивающего/сжимающего усилия, выведенного перпендикулярно передаточной секции 4 внешней обшивки 15.

Согласно фиг.4 соответствующие признаки обозначены ссылочными позициями с фиг.1-3. Продольное усилие, действующее на фланец 11 передачи нагрузок, будет передано на реберный каркас 13 сжатием или растяжением, на внешнюю обшивку 15 нагружением в плоскости и посредством двух фланцев 19 стенки балки на передаточную секцию 3 стенки балки 14 нагружением в плоскости. Любой результирующий момент от продольного усилия будет передан на реберный каркас 13 сжатием/растяжением, и на внешнюю обшивку 15 - растягивающим/сжимающим усилием.

Список ссылочных позиций Примечание
1 Узел взаимодействия нагрузок Включает в себя детали 2-20 на фиг.1
2 Передаточная секция реберного каркаса Часть 13
3 Передаточная секция стенки балки Часть 14
4 Передаточная секция внешней обшивки Часть 15
5 Винтовое средство
6 Изогнутая часть реберного каркаса Часть 13
7 Канал Часть 13
10 Опорная конструкция Включает в себя детали 13, 14, 15
11 Фланец передачи нагрузок со стороны двери
12 Фланец передачи нагрузок со стороны фюзеляжа Не показан
13 Реберный каркас Часть 10
14 Балка Часть 10
15 Внешняя обшивка Часть 10
16 Точка контакта Часть 11
18 Фланец реберного каркаса Часть фланца передачи нагрузок
19 Фланец стенки балки Часть фланца передачи нагрузок
20 Фланец внешней обшивки Часть фланца передачи нагрузок

1. Узел (1) взаимодействия нагрузок, в частности узел (1) взаимодействия нагрузок двери летательного аппарата, содержащий опорную конструкцию, в частности упрочненную оболочковую опорную конструкцию, содержащую балку (14), элемент (13) реберного каркаса и оболочковую внешнюю обшивку (15), предпочтительно выполненные из армированного волокном пластика, причем реберный каркас (13) приспособлен и присоединен к балке (14) и внешней обшивке (15), и фланец (11) передачи нагрузок, приспособленный к и установленный по меньшей мере на стенку балки (14), отличающийся тем, что: фланец (11) передачи нагрузок предназначен для передачи поперечных усилий и изгибающих моментов, возникающих вследствие передачи поперечных усилий на фланец (11) передачи нагрузок, и/или предназначен для передачи тангенциальных и/или продольных усилий и скручивающих/изгибающих моментов, возникающих вследствие передачи тангенциальных и/или продольных усилий на фланец (11) передачи нагрузок, фланец (11) передачи нагрузок снабжен, по меньшей мере, тремя расположенными под углом фланцами (18, 19, 20), реберный каркас (13) снабжен передаточной секцией (2) реберного каркаса, взаимодействующей с фланцем (18) реберного каркаса из трех фланцев (18, 19, 20) упомянутого фланца (11) передачи нагрузок, балка (14) снабжена, по меньшей мере, одной передаточной секцией (3) стенки балки, взаимодействующей, по меньшей мере, с одним фланцем (19) стенки балки из трех фланцев (18, 19, 20) упомянутого фланца (11) передачи нагрузок, и внешняя обшивка (15) снабжена передаточной секцией (4) внешней обшивки, взаимодействующей с фланцем (20) внешней обшивки из трех фланцев (18, 19, 20) упомянутого фланца (11) передачи нагрузок.

2. Узел (1) взаимодействия нагрузок по п.1, отличающийся тем, что балка (14) перпендикулярна внешней обшивке (15) и реберному каркасу (13), а три фланца (18, 19, 20) упомянутого фланца (11) передачи нагрузок по существу перпендикулярны друг другу, и каждая из передаточных секций (2, 3, 4) перпендикулярна друг другу.

3. Узел (1) взаимодействия нагрузок по п.1, отличающийся тем, что балка (14) наклонена относительно внешней обшивки (15), и/или реберный каркас (13) наклонен относительно внешней обшивки (15) и балки (14), причем балка (14) наклонена менее чем на 90° к реберному каркасу (13), предпочтительно на около 45°.

4. Узел (1) взаимодействия нагрузок по п.1, отличающийся тем, что балка (14) содержит две передаточные секции (3) стенки балки, взаимодействующие, по меньшей мере, с одним наклонным фланцем (19) стенки балки, предпочтительно двумя фланцами (19) стенки балки упомянутого фланца (11) передачи нагрузок, причем две передаточные секции (3) стенки балки по существу параллельны друг другу.

5. Узел (1) взаимодействия нагрузок по п.1, отличающийся тем, что реберный каркас (13) снабжен, по меньшей мере, одним каналом (7) для упомянутого, по меньшей мере, одного второго фланца (19) упомянутого фланца (11) передачи нагрузок.

6. Узел (1) взаимодействия нагрузок по п.1, отличающийся тем, что балка (14) содержит, по меньшей мере, одно односрезное соединение внахлест на фланце (19) стенки балки упомянутого фланца (11) передачи нагрузок.

7. Узел (1) взаимодействия нагрузок по п.1, отличающийся тем, что жесткость фланца (11) передачи нагрузок выполнена с возможностью регулировки путем регулировки соответствующей жесткости любого из фланцев (18, 19, 20).

8. Узел (1) взаимодействия нагрузок по п.1, отличающийся тем, что его геометрия является самоустанавливающейся во время сборки.

9. Применение узла (1) взаимодействия нагрузок по любому из пп.1-8 для внесения точечной нагрузки/нагрузки на/от волоконного композиционного элемента конструкции, такого как двери и люки воздушного судна, окружающие конструкции двери воздушного судна наподобие рам двери со стороны фюзеляжа, планеры вертолетов или элементы конструкции вертолета, решетки пола кабины воздушного судна, кузов транспортного средства и другие упрочненные оболочковые конструкции.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к интерфейсу (устройству сопряжения) нагрузок конструкции летательного аппарата (ЛА) и касается дверных конструкций ЛА. Интерфейс нагрузок содержит решетчатую конструкцию, выполненную из армированного волокном пластика, и передающий нагрузки фланец.

Изобретения относятся к устройству герметизации люков космических объектов и к способу его эксплуатации. Устройство герметизации люков космических объектов содержит средство герметизации, выполненное в виде герметичного рукава из эластичного газонепроницаемого материала.

Изобретение относится к остеклению кабины экипажа летательного аппарата и касается защиты от проникновения электромагнитных помех. Остекление кабины экипажа содержит множество прозрачных пакетированных панелей остекления, внутренний и внешний держатели, уплотнение, предохраняющее от атмосферных осадков, пленочный электромагнитный экран, соединительную пленку.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Люк обслуживания космической головной части включает головной обтекатель со створками, на которых размещены блистеры под полезный груз, а сам люк имеет крышку.

Изобретение относится к пневматическим устройствам для перемещения органов из одного положения в другое. .

Изобретение относится к запирающим механизмам створок. .

Изобретение относится к системам эксплуатационного открытия-закрытия и аварийного сброса фонаря самолета. .

Изобретение относится к окну для транспортного средства, в частности для самолета. .

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к авиационному люку, содержащему панель обшивки (1) авиационной конструкции, наружную дверь (6) и внутреннюю дверь (5) авиационного люка, расположенные на панели обшивки (1), и дополнительно содержит стрингеры (3), установленные на панели обшивки (1) с расположением и прикреплением к обшивке (1), крепежные края (8), частично выступающие через люк со стороны размещения наружной двери (6) и внутренней двери (5), дополнительно содержащие элементы (4) усиления, размещенные между наружной дверью (6) и внутренней дверью (5), которые прикреплены к обшивке (1), причем указанные (4) элементы образуют крепежные края (8) на одной из ее сторон, и полость (7), расположенную в обшивке (1) с обеспечением возможности установки наружной двери (6).

Изобретение относится к конструкции фюзеляжа самолета, в частности к системам запирания дверей герметичных отсеков. .

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для закрепления и расфиксации подвижных элементов конструкции (ПЭК) космических аппаратов (КА) без воздействия ударных импульсов. Безымпульсное устройство расфиксации ПЭК КА содержит корпус с основным и дублирующим исполнительным элементами в виде подвижных цилиндров с возможностью возвратно-поступательного движения, подпружиненную собачку с собственной осью. На подвижных цилиндрах насажены диски из изолирующего материала, в которых с двух сторон выполнены прорези под намотку проволок из материала с эффектом памяти формы, на которые периодически подается напряжение и концы которых зафиксированы на крайних дисках каждого цилиндра, при этом один из крайних дисков закреплен неподвижно относительно подвижного цилиндра, а другой неподвижно относительно корпуса, причем внутри каждого подвижного цилиндра установлена возвратная пружина, одним концом закрепленная на корпусе, а другим взаимодействует с подвижным цилиндром, при этом в корпусе и в хомутах, охватывающих корпус с двух сторон, выполнены соосные отверстия под шарики, а в цилиндрах выполнены вырезы со смещением относительно соосных отверстий, при этом качалка шарнирно закреплена на подпружиненной собачке, которая своими концами взаимодействует с выступами, выполненными на хомутах, причем между корпусом и хомутами с двух сторон установлена пружина. Изобретение позволяет исключить ударный импульс при срабатывании пиросредств. 10 ил.

Замок носового обтекателя самолета содержит механизм замка с крюком, предназначенный для закрепления на обтекателе, и ответную часть с вилкой под крюк замка, предназначенную для закрепления на внутренней стороне шпангоута самолета. Ответная часть замка выполнена в виде корпуса, в центральной части которого образовано отверстие под резьбовой элемент, установленный с возможностью поступательного перемещения. Резьбовой элемент зафиксирован от вращения относительно корпуса стопорным элементом, имеющим возможность поступательного перемещения в боковой прорези, выполненной в крышке корпуса. В отверстии центральной части корпуса размещено уплотнительное кольцо, взаимодействующее с резьбовым элементом. С внешней стороны корпуса на резьбовом элементе выполнена вилка под крюк механизма замка, а с внутренней стороны на резьбовой элемент навинчена регулировочная гайка, имеющая возможность вращения. Корпус и его крышка выполнены с отверстиями овальной формы под элементы крепления к шпангоуту с возможностью регулировки положения корпуса. Изобретение направлено на повышение надежности работы замка, улучшение эксплуатационных качеств, удобство сборки и упрощение регулировки. 2 н.п. ф-лы, 8 ил.

Группа изобретений относится к области авиации. Рама двери, предусмотренной на уровне проема, выполненного в фюзеляже летательного аппарата, ограниченном обшивкой, содержит верхний продольный элемент жесткости и нижний продольный элемент жесткости, обеспечивающие соединение между двумя вертикальными узлами (62), расположенными по обе стороны от проема, на уровне которых предусмотрен упор (56), обеспечивающий восприятие радиальных усилий, создаваемых дверью. Каждый вертикальный узел (62) содержит стенки из композитного материала, соединенные между собой для образования замкнутого и полого профиля, чтобы получить конструкцию в виде кессона. Летательный аппарат содержит раму двери. Группа изобретений направлена на упрощение выполнение рамы из композиционного материала. 2 н. и 10 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к устройствам закрывания и фиксации крышек люковых устройств и касается устройств закрывания и герметизации люков на сборочно-защитных блоках и блоках ракет-носителей. Устройство содержит узлы вращения, уплотнитель, седло, защелку закрытия крышки. Узлы вращения содержат петли с упором, которые размещены на окантовке и крышке люка. На оси вращения петли установлены пружины кручения, разделенные между собой шайбой, и взаимодействующие с дополнительным упором, закрепленным в подвижной части петли. Седло закреплено на окантовке люка и выполнено в виде стакана, торец которого взаимодействует с уплотнителем в виде П-образного эластичного профиля, герметично закрепленного по контуру внутренней поверхности крышки. Параллельно осям вращения петли на противоположной узлам вращения стороне крышки посредством кронштейна закреплена ось, шарнирно взаимодействующая с подпружиненной защелкой, совмещенной с рукояткой. Рукоятка своим цилиндрическим сектором, выполненным с эксцентриситетом относительно оси защелки, взаимодействует с пазом, выполненным в жестко закрепленном на окантовке люка кронштейне. Кронштейн на окантовке имеет выступ, взаимодействующий с кронштейном, закрепленным на крышке люка. Крышка окантована выступающими над уплотнителем по всему контуру ребрами жесткости. Ось подпружиненной защелки расположена относительно паза на расстоянии, меньшем радиуса цилиндрического сектора, и ближе к окантовке люка. Достигается повышение надежности, упрощение конструкции, снижение массы. 10 ил.

Изобретение относится к авиационной технике и касается конструкции пассажирских дверей. Дверь содержит дверное полотно и механизм навески, содержащий два поворотных рычага, соединенные друг с другом жестким элементом, управляющую тягу с роликом, и водило, шарнирно соединенное первым концом с управляющей тягой. Дверь также содержит две качалки, шарнирно соединенные первыми концами с дверным полотном, и траверсу механизма навески, шарнирно соединенную со вторыми концами качалок, с первыми концами поворотных рычагов и со вторым концом управляющей тяги. При этом оси шарнирных соединений качалок с дверным полотном и с траверсой параллельны друг другу и расположены горизонтально, оси шарнирных соединений траверсы механизма навески с первыми концами поворотных рычагов и со вторым концом управляющей тяги, ось ролика, оси элементов шарнирных соединений на вторых концах поворотных рычагов и на втором конце водила параллельны друг другу и расположены вертикально. Дверь также может содержать механизм стабилизации и весовой компенсации, исполнительный механизм, механизм рукояток, исполнительный механизм со стопорным устройством. Достигается простота конструкции двери и повышение надежности запирания. 5 н. и 9 з.п. ф-лы, 27 ил.

Изобретение относится к авиакосмической технике и может быть использовано в хвостовых отсеках летательных аппаратов (ЛА). Хвостовой отсек ЛА с кольцевым расположением сопел ракетного двигателя на донной защите с теплостойким отражателем возвратного течения струй ракетного двигателя в виде тела вращения содержит дренажное отверстие с пневмоклапаном прямого действия с запорно-чувствительным элементом в виде теплостойкого отражателя возвратного течения струй ракетного двигателя. Изобретение позволяет повысить конструктивную прочность и надёжность эксплуатации хвостового отсека ЛА. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к остеклению воздушного судна и касается полимерного иллюминатора, несущего окружную нагрузку. Остекление содержит полимерный слой, отверстие цилиндрической или конической формы, проходящее через слой, втулку, расположенную в отверстии и находящуюся в непосредственном контакте со слоем. Втулка выполнена или цилиндрической формы с внешним диаметром от 1 до 3,8 см, или конической формы с конической внешней боковой стенкой. Достигается разработка эффективного устройства сопряжения с использованием полимерного иллюминатора, обеспечивающего передачу окружной нагрузки. 3 н. и 15 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям систем открытия аварийных выходов из летательных аппаратов. Дверная конструкция (1), в частности, для вертолета, имеет стойку (6), дверь (8), закрепленную на стойке первой и второй петлями (28, 27), размещенными на наружной стенке (31) стойки (6), так чтобы поворачиваться относительно оси (9) петли для открывания и закрывания дверного проема (3). Аварийное размыкающее устройство (50), имеющее размыкающую ручку (51) и стержень (44), прикрепленный с одного осевого конца (43) к первой петле (28), который проходит через стойку (6) вдоль оси (45) размыкания по существу перпендикулярно оси (9) петли и поворачивается аксиально в ответ на срабатывание размыкающей ручки (51) из первого во второе угловое положение для отсоединения двери (8) от стойки (6). Размыкающая ручка (51) соединена со стержнем (44), чтобы вращаться вместе с ним относительно своей оси (45) размыкания. Достигается возможность автоматического выдвижения двери из проема при срабатывании размыкающего устройства. 4 н. и 11 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к внутренней конструкции летательного аппарата (ЛА) и касается конструкции проемов. Основная конструкция ЛА содержит усиливающую конструкцию для проема, а также обшивку, шпангоуты, стрингеры. При этом усиливающая конструкция содержит периметрический усиливающий элемент, расположенный вдоль кромки проема и воспроизводящий его геометрическую форму, пару поперечных усиливающих элементов, помещенных на обеих поперечных сторонах проема, пару продольных усиливающих элементов, помещенных на обеих продольных сторонах проема. При этом продольные усиливающие элементы представляют собой стрингеры и имеют большую толщину в зонах, которые окантовывают проем. Достигается устранение дополнительных элементов и деталей с образованием интегрированной конструкции, в которой повышена конструктивная эффективность. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 26 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям и способам изготовления иллюминаторов летательных аппаратов. Иллюминатор летательного аппарата содержит раму (5) крепления иллюминатора к фюзеляжу (4) летательного аппарата и, по меньшей мере, одно стекло, которое установлено в раме крепления посредством герметизирующей системы (7-11). При этом упомянутое стекло (20) имеет наружную поверхность и внутреннюю поверхность. Стекло (20) изготовлено таким образом, что в состоянии покоя, когда отсутствует разность давлений между наружной поверхностью и внутренней поверхностью стекла, имеет вогнутость в своей наружной поверхности, а во втором состоянии, когда существует разность давлений между наружной поверхностью и внутренней поверхностью стекла, вогнутость стекла частично или полностью сглаживается. Достигается снижение массы летательного аппарата. 3 н. и 16 з.п. ф-лы, 9 ил.
Наверх