Летательный аппарат с установленными на фюзеляже двигателями и внутренним экраном

Изобретение относится к летательному аппарату (ЛА), содержащему двигатели, и касается защиты двигателей от риска ударного воздействия части, отделившейся от противоположного двигателя в случае неисправности. ЛА содержит двигательную установку, образованную двумя двигателями, установленными на каждой его стороне. Задняя часть фюзеляжа имеет вертикальную плоскость симметрии и сделана из композитного материала. При этом внутренний экран установлен в задней части ЛА и расположен в вертикальной плоскости симметрии. Внутренний экран проходит в область, которая покрывает возможные траектории множества предопределенных фрагментов, отделившихся от одного из двигателей в случае неисправности, которые оказали бы ударное воздействие на критические элементы противоположного двигателя. При этом внутренний экран имеет плоскую форму и способность поглощения энергии. Достигается увеличение безопасности, прочности. 3 н. и 13 з.п. ф-лы, 8 ил.

 

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Настоящее изобретение относится к летательному аппарату, оборудованному установленными на фюзеляже двигателями и, в частности, к защите упомянутых двигателей от риска ударного воздействия части, отделившейся от противоположного двигателя в случае неисправности.

УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Существуют известные летательные аппараты, оборудованные двумя двигателями, установленными на задней части фюзеляжа, такие как показанные на Фиг. 1a, 1b, 2a, 2b и 3.

Фиг. 1a и 1b показывают летательный аппарат с двумя турбовентиляторными двигателями 13, прикрепленными к задней части фюзеляжа 11 посредством пилонов 17, и хвостовое оперение, содержащее вертикальный стабилизатор 21 и верхний горизонтальный стабилизатор 23 за двигательной установкой.

Фиг. 2a и 2b показывают летательный аппарат с двумя турбовинтовыми двигателями 13, прикрепленными к задней части фюзеляжа 11 посредством пилонов 17, и хвостовое оперение, содержащее вертикальный стабилизатор 21 и верхний горизонтальный стабилизатор за двигательной установкой.

Фиг. 3 показывает летательный аппарат с двумя турбовентиляторными двигателями 13, прикрепленными непосредственно к задней части фюзеляжа 11, и хвостовое оперение, содержащее вертикальный стабилизатор 21 и верхний горизонтальный стабилизатор 23 за двигательной установкой.

В этих летательных аппаратах случаи неисправности, такие как случай разъединения Лопаток (BR), т.е. случай, когда внешняя лопатка одного из турбовинтовых двигателей отрывается и ударяет по фюзеляжу, или Случай Неконтролируемого Отказа Ротора Двигателя (UERF), т.е. случай, когда часть внутренних роторов двигателя ломается, они освобождаются и ударяют по фюзеляжу, могут произвести большие повреждения на фюзеляже, а также в противоположном двигателе. В последнем случае последствия могут быть катастрофическими.

Хотя производители двигателей предпринимают попытки снижения вероятности упомянутых случаев неисправности, опыт показывает, что события UERF и BR, которые могут приводить к катастрофическим событиям, продолжают происходить.

Требования сертификации являются очень жесткими и касаются как архитектур фюзеляжа, так и систем, для того, чтобы выполнить требования безопасности.

Как хорошо известно, вес является основополагающим аспектом в авиационной промышленности, и, следовательно, существует тенденция к использованию конструкций из композитного материала вместо металлического материала даже для силовых каркасов, таких как фюзеляжи.

Композитные материалы, которые наиболее часто применяются в авиационной промышленности, состоят из волокон или волоконных жгутов, встроенных в матрицу термореактивной или термопластической смолы в форме предварительно пропитанного или "препрег" материала. Их основные преимущества заключаются в следующем:

- Их высокая удельная прочность по сравнению с металлическими материалами. Это уравнение прочность/вес.

- Их прекрасное поведение при усталостных нагрузках.

- Возможности структурной оптимизации благодаря анизотропии материала и возможность объединения волокон с различными ориентациями, допуская проектирование элементов с возможностью приспособить различные механические свойства для различных нужд в зависимости от прилагаемых нагрузок.

Недостаток обычных композитных материалов, сделанных из углеродных волокон, по сравнению с традиционными легкими по весу металлическими материалами, такими как алюминий, заключается в их меньших способностях по сопротивлению ударной нагрузке и стойкости к повреждениям. В композитных материалах отсутствует пластичное поведение, как в металлических материалах, и они не в состоянии поглощать большие количества энергии деформации при деформации.

Таким образом, существует потребность в конструкциях фюзеляжа, способных удовлетворять требованиям безопасности, особенно когда они состоят из композитных материалов.

Некоторые предложения по ударопрочным и стойким к повреждениям фюзеляжам известны в предшествующем уровне техники, которые способны сохранять достаточную прочность на кручение, когда часть фюзеляжа удалена вследствие одного из упомянутых случаев неисправности двигателя для перехода к так называемой "миссии добраться до дома" только с одним неповрежденным двигателем, такие как раскрытые в WO 2009/068638 и US 2011/233335.

Однако ни одно из вышеупомянутых предложений не может эффективно защитить двигатель (включая такие системы, как выработка электроэнергии и подача топлива, которые являются критическими) от риска быть поврежденным отделившейся частью от противоположного двигателя.

Настоящее изобретение предназначено для устранения этого недостатка.

СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Цель настоящего изобретения заключается в том, чтобы предоставить летательный аппарат, оборудованный двумя двигателями, установленными на задней части фюзеляжа, который способен эффективно защищать двигатель от риска быть поврежденным отделившейся частью от противоположного двигателя.

В одном из аспектов эта и другие цели достигаются внутренним экраном в задней части фюзеляжа летательного аппарата, имеющего двигательную установку, образованную двумя двигателями, установленными на каждой его стороне; при этом задняя часть фюзеляжа имеет вертикальную плоскость симметрии; задняя часть фюзеляжа сделана из композитного материала; внутренний экран расположен в упомянутой вертикальной плоскости симметрии и проходит в область, которая покрывает возможные траектории множества предопределенных фрагментов, отделившихся от одного из упомянутых двигателей в случае неисправности, которые оказали бы ударное воздействие на критические элементы противоположного двигателя; внутренний экран имеет плоскую форму, способность поглощения энергии, что позволяет остановить упомянутые фрагменты.

Множество предопределенных фрагментов, которые должны быть рассмотрены в упомянутых возможных траекториях, будет выбрано с учетом, помимо прочих факторов, требований сертификации летательного аппарата и способности поглощения энергии задней части фюзеляжа.

В одном из вариантов осуществления способность поглощения энергии экрана заключена между 5-100 кДж. Считается, что этот диапазон энергии покрывает потребности различных конфигураций двигательных установок, установленных на задней части фюзеляжа летательного аппарата.

Внутренний экран может быть сделан из жесткого материала, деформируемого материала или комбинации нескольких слоев жесткого и/или деформируемого материалов.

Преимущественно жесткий материал является одним из следующих: титан, высококачественная сталь, алюминий, армированный углеволокном материал, армированный стекловолокном материал, армированный кевларовым волокном материал, керамический материал.

Преимущественно деформируемый материал является одним из следующих: арамидная сухая ткань, полипарафенилен-2 6-бензобизозазольная (PBO) сухая ткань, полиэтиленовые волокна с очень высоким молекулярным весом (UHMWPE).

В другом аспекте вышеупомянутые цели достигаются способом для определения площади внутреннего экрана в задней части фюзеляжа летательного аппарата, имеющего двигательную установку, образованную двумя двигателями, установленными на каждой его стороне; при этом внутренний экран расположен в упомянутой плоскости вертикальной симметрии для остановки фрагментов, отделившихся от одного из упомянутых двигателей в случае неисправности, которые оказали бы ударное воздействие на критические элементы противоположного двигателя; при этом способ содержит следующие шаги, на которых:

- выбирают множество отделившихся фрагментов от двигателя;

- связывают с упомянутым множеством отделившихся фрагментов их возможные траектории в случае неисправности двигателя;

- выбирают подмножество упомянутых траекторий, которые оказали бы ударное воздействие на критические области противоположного двигателя;

- вычисляют пересечения упомянутого подмножества траекторий с вертикальной плоскостью симметрии задней части фюзеляжа;

- получают огибающую прямых границ упомянутых пересечений.

В другом аспекте вышеупомянутые цели достигаются с помощью летательного аппарата, имеющего двигательную установку, образованную двумя двигателями, установленными на каждой стороне его задней части фюзеляжа; при этом задняя часть фюзеляжа имеет изогнутую форму, по меньшей мере, с вертикальной плоскостью симметрии и центральной продольной осью; задняя часть фюзеляжа содержит обшивку и множество шпангоутов, расположенных перпендикулярно к упомянутой продольной оси; задняя часть фюзеляжа сделана из композитного материала; в котором задняя часть фюзеляжа содержит внутренний экран, расположенный в упомянутой вертикальной плоскости симметрии и проходящий в область, которая покрывает возможные траектории множества предопределенных фрагментов, отделившихся от одного из упомянутых двигателей в случае неисправности, которые оказали бы ударное воздействие на критические элементы противоположного двигателя; внутренний экран имеет плоскую форму и способность поглощения энергии, что позволяет остановить упомянутые фрагменты.

Двигатели летательного аппарата могут быть турбовентиляторными, турбовинтовыми или винтовентиляторными двигателями, установленными на задней части фюзеляжа посредством пилонов, или турбовентиляторными двигателями, прикрепреленными непосредственно к задней части фюзеляжа.

Внутренний экран может быть образован единым куском, прикрепленным к задней части фюзеляжа, или множеством панелей, объединенных в опорную конструкцию, прикрепленную к задней части фюзеляжа, имеющую преимущественно постоянную толщину.

В одном из вариантов осуществления способность поглощения энергии внутреннего экрана заключена между 5-100 кДж. Он предназначен для того, чтобы останавливать маленькие фрагменты и некоторые промежуточные и крупные фрагменты.

В одном из вариантов осуществления способность поглощения энергии внутреннего экрана заключена между 5-15 кДж. Он предназначен для того, чтобы останавливать маленькие фрагменты.

Другие характеристики и преимущества настоящего изобретения станут понятны из последующего подробного описания вариантов осуществления, иллюстрирующих его цель по отношению к прилагаемым чертежам.

ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ

Фиг. 1a и 1b представляют собой соответственно схематический вид в перспективе и вид сверху задней части летательного аппарата, чей фюзеляж оборудован турбовентиляторными двигателями, соединенными с фюзеляжем с помощью пилонов.

Фиг. 2a и 2b представляют собой соответственно схематический вид в перспективе и вид сверху задней части летательного аппарата, чей фюзеляж оборудован турбовинтовыми двигателями, соединенными с фюзеляжем с помощью пилонов.

Фиг. 3 представляет собой вид в перспективе задней части летательного аппарата, чей фюзеляж оборудован турбовентиляторными двигателями, присоединенными непосредственно к фюзеляжу.

Фиг. 4a представляет собой вид в перспективе задней части летательного аппарата (с удаленной верхней частью для улучшения обзора внутренностей) с экраном согласно настоящему изобретению, и Фиг. 4b представляет собой вид сбоку экрана (отдельно от фюзеляжа).

Фиг. 5 представляет собой вид в перспективе задней части летательного аппарата, показывающей возможные траектории отделившихся фрагментов от одного двигателя, которые могут оказывать ударное воздействие на противоположный двигатель.

ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Изобретение применимо к любому виду летательного аппарата, оборудованному двумя двигателями, установленными на каждой стороне задней части фюзеляжа, таким как показанные на Фиг. 1, 2 и 3.

В этих летательных аппаратах в случае неисправности двигателя противоположный двигатель (включая его критические системы, такие как система выработки электроэнергии и подачи топлива) может легко быть подвержен ударному воздействию отделившейся части от одного двигателя вследствие их близости и недостатка в прочных и массивных структурных элементах между обоими двигателями. Возможным риском является повреждение противоположного двигателя, что могло бы привести к катастрофическому случаю.

Этого риска не избежать с помощью ударопрочных и стойких к повреждениям фюзеляжей, таких как раскрытых в WO 2009/068638 и US 2011/233335, потому что их главная цель заключается не в остановке абсолютно любой отделившейся части двигателя, которая повреждает фюзеляж, а в обеспечении фюзеляжа прочностью, необходимой для "миссии добраться до дома" с одним работающим двигателем.

Как показано на Фиг. 4a и 4b, задняя часть фюзеляжа 11 летательного аппарата с двумя двигателями согласно изобретению содержит обшивку 35, укрепленную продольными стрингерами 39 и перпендикулярными шпангоутами 37 к продольной оси X задней части фюзеляжа 11, и также содержит экран 41, расположенный в вертикальной плоскости A-A симметрии задней части фюзеляжа, выполненный для избежания риска ударного воздействия отделившейся части двигателя на противоположный двигатель.

Экран 41 имеет подходящую геометрическую конфигурацию, так что возможные траектории отделившейся части одного двигателя, которые бы потенциально достигали критических компонентов противоположного двигателя, будут пересекать экран 41, и подходящую способность поглощения энергии для остановки упомянутой отделившейся части для избежания того, что она может достичь противоположного двигателя.

Фиг. 4a и 4b показывают геометрическую конфигурацию экрана 41, полученную как огибающая прямых границ пересечений вертикальной плоскости симметрии летательного аппарата с теми возможными траекториями отделившихся фрагментов одного двигателя, которые оказывают ударное воздействие на критические элементы противоположного двигателя.

Множество возможных траекторий 51 (см. Фиг. 5) отделившихся фрагментов, которые должны рассматриваться, получено путем связывания с предварительным отбором фрагментов, учитывая все ступени двигателя (ротор, турбина, пропеллеры) и их возможные траектории в случае неисправности.

Критические элементы противоположного двигателя определяются как те элементы, которые не могут быть потеряны, когда двигатель приходит в неисправность, такие как выработка электроэнергии, подача топлива в двигатель или лопасти противоположного двигателя. Прочность экрана 41, показанного на Фиг. 4a и 4b, зависит от уровня энергии фрагментов, которые должны быть остановлены согласно требованиям сертификации и другим релевантным факторам.

В связи с этим упомянутые фрагменты в случае событий UERF или BR могут быть классифицированы следующим образом:

- Маленькие фрагменты, такие как половина лопасти (кончик) из любого внутреннего ротора или турбины двигателя. Порядок величины составляет от 5 кДж до 15 кДж (в зависимости от рассматриваемой ступени двигателя).

- Промежуточные/большие фрагменты, такие как фрагмент 1/3 диска или лопасть открытого ротора. Порядок величины составляет от 10 кДж до 100 кДж.

Если требования сертификации для промежуточных/больших фрагментов уже выполняются с учетом архитектуры фюзеляжа и систем летательного аппарата, то нет необходимости покрывать такие высокие уровни энергии с помощью экрана 41. В этом случае способность ударной прочности экрана ограничена маленькими фрагментами.

В первом варианте осуществления для летательного аппарата с двигателями, присоединенными к фюзеляжу посредством пилонов или прикрепленными непосредственно к фюзеляжу, экран 41 предназначен для остановки преимущественно маленьких фрагментов в случаях UERF (фрагментов, содержащих примерно энергию удара, заключенную между 5-15 кДж), когда требования сертификации для промежуточных и больших фрагментов выполняются без экрана (менее чем 5% траекторий являются катастрофическими).

Во втором варианте осуществления для летательного аппарата с двигателями, присоединенными к фюзеляжу посредством пилонов или прикрепленными непосредственно к фюзеляжу, экран 41 предназначен для остановки маленьких фрагментов в случаях UERF (фрагментов, содержащих примерно энергию удара, заключенную между 5-15 кДж) и также фрагментов с более высокой энергией (но не обязательно всех промежуточных/больших фрагментов), когда требования сертификации для промежуточных и больших фрагментов не выполняются без экрана (обычно более чем 5% траекторий являются катастрофическими). В этом случае нет необходимости останавливать все промежуточные и большие фрагменты, а только часть из них, чтобы выполнить требования сертификации.

Первый вариант осуществления всегда является предпочтительным с точки зрения веса летательного аппарата. Он обычно приспособлен к нуждам летательного аппарата с типичными турбовентиляторными двигателями, присоединенными к задней части фюзеляжа, с большим расстоянием между двигателями.

С другой стороны, когда расстояние между обоими двигателями уменьшено (например, в конфигурации летательного аппарата с двигателями, непосредственно прикрепленными к фюзеляжу) или когда используются очень большие двигатели (турбовинтовой двигатель сверхвысокой степени двухконтурности, например, даже если прикреплен к фюзеляжу посредством конструкции пилонов), не всегда возможно выполнить требования сертификации по высокой энергии. В этом случае второй вариант осуществления более приспособлен к потребностям случая.

То же самое происходит в случае с двигателями с открытым ротором, прикрепленными к задней части фюзеляжа с помощью пилонов. Из-за дополнительных катастрофических траекторий вследствие лопастей невозможно выполнить требования сертификации по высокой энергии. В этом случае второй вариант осуществления также более приспособлен к потребностям этого случая.

Прочность экрана 41 зависит от его материала и толщины.

Подходящие материалы для экрана 41 следующие:

- Жесткие материалы, в частности металлические материалы, композитные материалы и керамические материалы.

- Сильно деформируемые материалы (сухие тканные материалы).

Следующий список показывает оценку необходимого сопротивления и соответствующей толщины экрана, выполненного как плоская пластина из жесткого материала для противостояния ударному воздействию маленьких фрагментов с энергией 8,2 кДж в узкофюзеляжном летательном аппарате, оборудованном двигателями с открытым ротором.

- Титан TA6V. Сопротивление: 50 кг/м2. Толщина: 10 мм.

- Высококачественные стали. Сопротивление: 40 кг/м2. Толщина: 5 мм.

- Алюминий 2024T3. Сопротивление 60 кг/м2. Толщина: 20 мм.

- Армированные углеволокном, стекловолокном или кевларовым волокном материалы. Сопротивление: 50 кг/м2. Толщина: 30 мм.

Следующий список показывает оценку сопротивления, которое требуется для экрана из сильно деформируемого материала для противостояния ударному воздействию маленьких фрагментов с энергией 8,2 кДж в узкофюзеляжном летательном аппарате, оборудованном двигателями с открытым ротором.

- Арамидная сухая ткань. Сопротивление: 30 кг/м2.

- Полипарафенилен-2 6-бензобизозазольная (PBO) сухая ткань. Сопротивление: 20 кг/м2.

- Полиэтиленовые волокна с очень высоким молекулярным весом (UHMWPE). Сопротивление: 25 кг/м2.

Более сложные материалы, объединяющие керамические слои и сухие тканные слои, также могут рассматриваться.

В вариантах осуществления, показанных на Фиг. 4a и 4b, экран 41 образован несколькими элементами 43 с плоской формой (плоская пластина, если они сделаны из жесткого материала, или кусок ткани, если они сделаны из деформируемого материала), объединенными в опорную конструкцию, образованную жесткими профилированными балками 45, которые соединяют верхнюю и нижнюю части шпангоутов 17. Упомянутые элементы 43 имеют предпочтительно постоянную толщину, поскольку можно считать, что угол ударного воздействия отделившейся части в любой их точке является квазипостоянным углом.

В другом варианте осуществления (не показан) экран может быть непосредственно прикреплен к фюзеляжу (к обшивке или к шпангоутам).

Основные преимущества изобретения следующие:

- Экран может быть оптимизирован по весу вследствие его расположения в плоскости симметрии летательного аппарата, что позволяет минимизировать его поверхность (экран на каждой стороне фюзеляжа имел бы большую поверхность).

- Защитный экран может быть легко обслужен из-за его полной доступности. Доступ к фюзеляжу также улучшен по сравнению с решением с экранами, прикрепленными к фюзеляжу. Действительно, в нашем случае нет необходимости снимать экраны для осмотра и ремонта конструкции фюзеляжа.

- Экран не влечет за собой каких-либо аэродинамических потерь вследствие его внутреннего расположения.

- Экран не влечет за собой акустические и/или вибрационные проблемы, потому что он не присоединен непосредственно к акустически возмущаемой области фюзеляжа.

- Более простое производство экранов вследствие их плоской конфигурации (нет необходимости подгонять экран к изгибу фюзеляжа) и квазипостоянный угол ударного воздействия, который предполагает постоянную толщину экрана.

- Внутренний экран, расположенный в плоскости симметрии летательного аппарата, также предлагает безопасную архитектуру для любого разделения систем. Действительно, некоторые разделенные системы, такие как органы управления полетом, должны быть расположены на обеих сторонах экрана.

Хотя настоящее изобретение было описано в связи с различными вариантами осуществления, будет понятно из описания, что в этом отношении могут быть сделаны различные комбинации элементов, вариации или улучшения, которые будут находиться в рамках объема изобретения.

1. Внутренний экран (41) в задней части фюзеляжа (11) летательного аппарата, имеющего двигательную установку, образованную двумя двигателями (13), установленными на каждой его стороне, при этом задняя часть фюзеляжа (11) имеет, по меньшей мере, вертикальную плоскость (А-А) симметрии, задняя часть фюзеляжа (11) сделана из композитного материала, отличающийся тем, что:

- внутренний экран (41) расположен в упомянутой вертикальной плоскости (А-А) симметрии и проходит в область, которая покрывает возможные траектории множества предопределенных фрагментов, отделившихся от одного из упомянутых двигателей (13) в случае неисправности, которые оказали бы ударное воздействие на критические элементы противоположного двигателя,

- внутренний экран (41) имеет плоскую форму и способность поглощения энергии, что позволяет останавливать упомянутые фрагменты.

2. Внутренний экран (41) по п.1, в котором его способность поглощения энергии заключена между 5-100 кДж.

3. Внутренний экран (41) по любому из пп.1, 2, который сделан из жесткого материала, или из деформируемого материала, или комбинации нескольких слоев жесткого и/или деформируемого материалов.

4. Внутренний экран (41) по п.3, в котором упомянутый жесткий материал является одним из следующих: титан, высококачественная сталь, алюминий, армированный углеволокном материал, армированный стекловолокном материал, армированный кевларовым волокном материал, керамический материал.

5. Внутренний экран (41) по п.3, в котором упомянутый деформируемый материал является одним из следующих: сухая ткань из арамида, сухая ткань из полипарафенилен-2,6-бензобисоксазола (РВО), волокна из сверхвысокомолекулярного полиэтилена (UHMWPE).

6. Способ определения площади внутреннего экрана (41) в задней части фюзеляжа (11) летательного аппарата, имеющего двигательную установку, образованную двумя двигателями (13), установленными на каждой его стороне, при этом задняя часть фюзеляжа (11) имеет, по меньшей мере, вертикальную плоскость (А-А) симметрии, внутренний экран (41) расположен в упомянутой вертикальной плоскости (А-А) симметрии для остановки фрагментов, отделившихся от одного из упомянутых двигателей (13) в случае неисправности, которые оказали бы ударное воздействие на критические элементы противоположного двигателя, отличающийся тем, что содержит следующие этапы, на которых:

- выбирают множество отделившихся фрагментов от двигателя (13),

- связывают с упомянутым множеством отделившихся фрагментов их возможные траектории в случае неисправности двигателя,

- выбирают подмножество упомянутых траекторий, которые оказали бы ударное воздействие на критические области противоположного двигателя,

- вычисляют пересечения упомянутого подмножества траекторий с вертикальной плоскостью симметрии задней части фюзеляжа (11),

- получают огибающую прямых границ упомянутых пересечений.

7. Летательный аппарат, имеющий двигательную установку, образованную двумя двигателями (13), установленными на каждой стороне его задней части фюзеляжа (11), при этом задняя часть фюзеляжа (11) имеет изогнутую форму, по меньшей мере, с вертикальной плоскостью (А-А) симметрии и центральной продольной осью (X), задняя часть фюзеляжа сделана из композитного материала, задняя часть фюзеляжа (11) содержит обшивку (35) и множество шпангоутов (37), расположенных перпендикулярно к упомянутой продольной оси (X), задняя часть фюзеляжа (11) сделана из композитного материала, отличающийся тем, что задняя часть фюзеляжа (11) содержит внутренний экран (41), расположенный в упомянутой вертикальной плоскости (А-А) симметрии и проходящий в область, которая покрывает возможные траектории множества предопределенных фрагментов, отделившихся от одного из упомянутых двигателей (13) в случае неисправности, которые оказали бы ударное воздействие на критические элементы противоположного двигателя, внутренний экран (41) имеет плоскую форму и способность поглощения энергии, что позволяет остановить упомянутые фрагменты.

8. Летательный аппарат по п.7, в котором упомянутые два двигателя являются турбовентиляторными, турбовинтовыми или винтовентиляторными двигателями, установленными на задней части фюзеляжа (11) посредством пилонов (17), или турбовентиляторными двигателями, прикрепленными непосредственно к задней части фюзеляжа (11).

9. Летательный аппарат по любому из пп.7, 8, в котором упомянутый внутренний экран (41) образован цельным куском, прикрепленным к задней части фюзеляжа (11).

10. Летательный аппарат по любому из пп.7, 8, в котором упомянутый внутренний экран (41) образован множеством панелей (43), объединенных в опорную конструкцию (45), прикрепленную к задней части фюзеляжа (11).

11. Летательный аппарат по п.10, в котором каждая панель (43) имеет постоянную толщину.

12. Летательный аппарат по любому из пп.7, 8, 11, в котором способность поглощения энергии внутреннего экрана (41) заключена между 5-100 кДж.

13. Летательный аппарат по п.9, в котором способность поглощения энергии внутреннего экрана (41) заключена между 5-100 кДж.

14. Летательный аппарат по п.10, в котором способность поглощения энергии внутреннего экрана (41) заключена между 5-100 кДж.

15. Летательный аппарат по п.12, в котором способность поглощения энергии внутреннего экрана (41) заключена между 5-15 кДж.

16. Летательный аппарат по любому из пп.13, 14, в котором способность поглощения энергии внутреннего экрана (41) заключена между 5-15 кДж.



 

Похожие патенты:

Интеллектуальная система поддержки экипажа содержит датчики состояния двигателей, топливной системы, гидросистемы, системы электроснабжения, системы выпуска шасси и торможения, противообледенительной системы, противопожарной системы, системы воздушных сигналов, спутниковую навигационную систему, инерциальную навигационную систему, радиовысотомер, приборную систему посадки, систему штурвального управления, систему сбора бортовой информации, систему отображения информации, блок распознавания аварийных ситуаций, систему контроля разбега, систему предупреждения об опасной близости земли, систему предупреждения о выходе на опасные значения угла атаки и перегрузки, систему контроля захода на посадку и посадки, систему предупреждения о попадании в сдвиг ветра, систему выбора режима торможения с возможностью определения прогнозируемого тормозного пути.

Изобретение относится к области авиации, в частности к защите двигателя летательного аппарата от попадания посторонних предметов. Способ уменьшения повреждений самолета от столкновений с птицами, включающий струйную систему, установленную на самолете, осуществляющую выборочный выброс струи высокого давления по птице.

Группа изобретений относится к системе и способу консультативных сообщений о нахождении самолета не на земле. Система консультативных сообщений содержит датчики положения опоры шасси, систему управления, индикаторы.

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к струйным датчикам уровня, управляющим порядком выработки топлива из баков летательных аппаратов. Струйный датчик уровня содержит корпус и головку, при этом в корпусе расположены штуцер для подвода топлива и штуцер для отвода топлива, а в головке расположены форсунка и приемник, причем штуцер для подвода топлива соединен с форсункой посредством первой трубки, а штуцер для отвода топлива соединен с приемником посредством второй трубки, дополнительно в корпусе расположен штуцер для подвода перебивающего потока топлива, а в головке расположена дополнительная форсунка, при этом штуцер для подвода перебивающего потока топлива соединен с дополнительной форсункой посредством третьей трубки.

Группа изобретений относится к противобликовому козырьку и приборной панели, оборудованным устройством аварийного наблюдения. Козырек включает в себя противобликовый козырек в кабине и отсек, утопленный в противобликовом козырьке.

Группа изобретений относится к области авиации, а именно к поиску черного ящика. Система черного ящика содержит черный ящик, который размещен внутри выбрасывающего устройства.

Изобретение относится к вычислительной технике. Технический результат - повышение быстродействия системы.

Изобретение относится к защитным устройствам летательного аппарата. Способ снижения радиолокационной заметности летательного аппарата заключается в размещении антенны головки самонаведения в герметичной полости радиопрозрачного обтекателя, заполнении полости плазмообразующей газовой смесью давлением 1-100 кПа и введении пучка электронов в плазмообразующую газовую смесь с образованием поглощающего плазменного объема.

Летающее устройство состоит из четырехколесной автомашины с установленным на нее жестким крылом, рулем направления полета в горизонтальной плоскости. Четырехколесная автомашина оборудована четырьмя датчиками давления колес на дорогу, а жесткое прямоугольное крыло выполнено несъемным, с малым удлинением, установлено выше крыши автомашины с зазором между нижней поверхностью крыла и крышей автомашины и снабжено механизацией крыла: двумя предкрылками, двумя закрылками, стабилизаторами, и реактивным движителем, работающим от генератора автомашины.

Изобретение относится к способам индикации летчику положения летательного аппарата (ЛА) при посадке на корабль. Определяют взаимное положение ЛА и корабля с помощью глобальной или корабельной системы позиционирования и бортовой цифровой вычислительной машины.

Изобретение относится к авиационной технике, а более конкретно к установочному устройству (1) для позиционирования конструктивного элемента, например, горизонтального оперения.

Изобретение относится к конструкционному материалу для изготовления элементов конструкции на основе пластика, армированного углеводородным волокном, топливного бака, основного крыла и летательного аппарата.

Изобретение относится к авиации и касается созданий конструкций для летательных аппаратов (ЛА). При изготовлении отсека ЛА в виде оболочки вращения на оправку укладывают разделительный слой из резиноподобного материала со спиральными обоих направлений канавками одинаковой ширины, слоями из высокомодульных нитей вматывают в эти канавки спиральные ребра, затем наматывают обжимающую облицовку из термоусаживающего материала, термообрабатывают, удаляют облицовку, снимают с оправки и удаляют разделительный слой.

Изобретение относится к авиации и касается изготовления конструкций отсеков летательных аппаратов (ЛА). При изготовлении отсека в виде оболочки вращения ячеистой структуры на оправку укладывают разделительный слой из резиноподобного материала с кольцевыми и спиральными канавками, затем слоями из высокомодульных нитей вматывают в эти канавки кольцевые и спиральные ребра, с натяжением наматывают наружную оболочку, термообрабатывают, снимают с оправки и удаляют разделительный слой.

Изобретение относится к композитным структурам, в частности к технологиям усиления композиционных элементов жесткости, и может применяться в области авиастроения и космической техники.

Изобретение относится к крепежным элементам для защиты от электромагнитных воздействий. Во время вставки крепежных элементов в стопу элементов и заделывания, или законцовывания, крепежных элементов деталями, имеющими сухое диэлектрическое покрытие и/или внутреннее сухое диэлектрическое уплотнение в выбранных участках для защиты от электромагнитных воздействий, некоторые из деталей имеют расточенное отверстие.

Настоящее изобретение относится к крепежному узлу, в частности, для применений в летательных аппаратах. Крепежный узел содержит трубчатый первый элемент и второй элемент, вводимый соосно в первый, крепежные средства, а также уплотнение.

Изобретение относится к установке для обработки конструктивных элементов воздушного судна при помощи станции для обработки. Установка содержит позиционирующее устройство для установки и перемещения конструктивного элемента, манипулятор с инструментальным средством, погрузочно-разгрузочную зону, которая расположена на расстоянии от рабочей зоны, и транспортировочное устройство, выполненное с возможностью перемещения полностью конструктивного элемента, установленного на позиционирующем устройстве, между рабочей зоной и погрузочно-разгрузочной зоной.

Изобретение относится к авиации и касается винтомоторных монопланов, предназначенных для первоначальной подготовки летного состава и тренировки пилотов. Учебный самолет содержит тянущий воздушно-винтовой движитель, шасси, механизированное крыло и фюзеляж, включающий кабину экипажа, снабженную фонарем, сопряженным с гаргротом, и хвостовую часть, несущую горизонтальное и вертикальное оперение с рулями высоты и направления, а также органы управления.

Изобретение относится к области ракетной техники и касается изготовления силовой оболочки корпуса возвращаемого летательного аппарата. Ленточный препрег для изготовления теплозащитного покрытия силовой оболочки корпуса содержит скрепленные между собой куски растяжимой в тангенциальном направлении и пропитанной фенольным связующим ленты.

Изобретение может быть использовано для защиты от обнаружения летательных аппаратов (ЛА), оборудованных реактивными двигателями. Способ снижения заметности ЛА в видимом и инфракрасном диапазоне электромагнитных волн, излучаемых горячими продуктами сгорания реактивного двигателя, заключается в создании защитного аэрозольного облака. В качестве частиц, образующих аэрозольное облако, используют жидкие частицы (ЖЧ), которые формируют путем введения в поток продуктов сгорания ионов с использованием генератора ионов (ГИ). В качестве ГИ используют многоэлектродный генератор нестационарного коронного разряда. В процессе генерирования ионов обеспечивают их перемешивание с продуктами сгорания для образования в потоке продуктов сгорания ЖЧ. Производительность ГИ и место ввода ионов в поток продуктов сгорания выбирают исходя из условия образования ЖЧ за срезом реактивного сопла. Обеспечивают формирование ЖЧ, размер которых в струе за срезом реактивного сопла двигателя летательного аппарата не превышает 10 мкм. Техническим результатом является увеличение длительности периода снижения заметности ЛА. 3 з.п. ф-лы, 1 ил.
Наверх