Фюзеляж, конструктивные элементы, общие для фюзеляжа, крыльев, стабилизаторов и т.п.: .каркасы, стрингеры, лонжероны – B64C 1/06

Воздушное судно содержит поперечную балку пола (14), опору (12; 18), несущую поперечную балку, и подшипник, включающий гибкий материал и соединяющий поперечную балку с опорой. Изобретение направлено на улучшение поддержки пола для снижения риска заедания и разрушения поперечной балки и ее опор, а также уменьшения шума. 10 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к удлиненной опорной стойке для высокопрочного конструктивного элемента воздушного судна. Удлиненная опорная стойка выполнена с возможностью поглощения изгибающих сил, перпендикулярно к продольному направлению удлинения опорной стойки. Стойка содержит стенку, которая частично ограждает удлиненную полость опорной стойки, и конструкцию армирования. Конструкция армирования расположена внутри полости и перпендикулярно к направлению продольного удлинения, чтобы усиливать жесткость при изгибе, и выполнена в виде единого целого со стенкой. Стенка и конструкция армирования изготовлены из плавкого материала. Конструктивный элемент выполнен в виде единого целого с опорной стойкой. Конструктивный элемент содержит два приемных устройства. На одном приемном устройстве могут возникать силы, которые, при создании изгибающих сил у опорной стойки, передаются на другое приемное устройство. Изготавливают опорную стойку при помощи генеративного способа изготовления слоя, в частности, при помощи процесса избирательного лазерного плавления. Достигается поглощение и/или передача оптимальным образом изгибающих сил, воздействующих на конструктивный элемент, снижение веса. 4 н. и 9 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к воздушно-космической технике. Соединительная конструкция, содержащая соединительный элемент и соединительные секции двух криволинейных шпангоутов воздушного или космического судна, причем соединительный элемент выполнен с возможностью прикрепления посредством предопределенных соединительных участков к соответствующим соединительным секциям двух шпангоутов. Предопределенные соединительные участки соединительного элемента имеют прямолинейную форму, а по меньшей мере соответствующие соединительные секции двух шпангоутов имеют прямолинейные участки внутреннего пояса для прямолинейного прикрепления предопределенных соединительных участков соединительного элемента, при этом соединительный элемент имеет поперечное сечение L-образной формы, которое соответствует соединительным секциям шпангоутов, а соединительный участок соединительного элемента образует длинное плечо поперечного сечения L-образной формы и имеет размер по высоте, представляющий собой сумму высоты шпангоута и разницы по высоте. Достигается упрощение изготовления шпангоута. 7 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к тормозным устройствам стартовых пусковых установок. Тормозное устройство содержит корпус, внутри которого по скользящей посадке установлена дисковая фрикционная муфта и зажимной механизм. Зажимной механизм состоит из пружины, установленной между прижимными кольцами, которые имеют возможность перемещения по шлицевым направляющим. Вал дисковой фрикционной муфты снабжен соединительным элементом для связи с приводом трансмиссии останавливаемого объекта и хвостовиком, который имеет подвижное резьбовое соединение с кареткой. Храповой механизм тормозного устройства состоит из зубчатки и защелки. Достигается повышение надежности работы и улучшение эксплуатационных и технических характеристик тормозного устройства за счет обеспечения плавного останова трансмиссии на установленной дистанции движения без использования вспомогательных энергетических устройств, а также за счет автоматической расфиксации тормозных дисков при приведении трансмиссии останавливаемого объекта в исходное положение. 2 ил.

Изобретение относится к единой конструкции летательного аппарата, сконструированной из композитного материала, и касается фюзеляжей летательных аппаратов. Конструкция фюзеляжа содержит обшивку и стрингеры (1). Обшивка содержит часть (5) обшивки и основную обшивку (3). При этом конструкция фюзеляжа содержит U-образные элементы (15), каждый из которых содержит две L-образные секции (4а+5а и 4b+5b) вместе с частью (5) обшивки таким образом, что эти U-образные элементы (15) выполняют в конструкции две конструктивные функции одновременно, действуя в качестве оснований шпангоутов и в качестве обшивки, обеспечивая единую конструкцию фюзеляжа без заклепок или стыков. U-образные элементы (15) включают в себя элементы (6) жесткости для обеспечения точной добавочной толщины в зонах фальцовки элементов (15). При производстве единой конструкции фюзеляжа наслаивают слои композитного материала (7), которые составляют U-образные элементы (15); наслаивают слои композитного материала, которые составляют стрингеры (1). Далее фальцуют стопы, чтобы сформировать U-образные элементы (15) и стрингеры (1). Размещают U-образные элементы (15) в инструментальной оснастке отверждения вместе со стрингерами (1) и наслаивают основную обшивку (3). Затем отверждают законченную конструкцию прикладыванием давления и температуры, обеспечивая необходимое уплотнение всех зон конструкции. Достигается увеличение прочности, жесткости и снижение веса. 2 н. и 11 з.п. ф-лы, 18 ил.

Изобретения относятся к вариантам выполнения фюзеляжа воздушного судна и к воздушному судну. Фюзеляж по первому варианту содержит пространство с полом, который содержит одну или несколько панелей для пола. Панели для пола обладают стойкостью к прожогу пламенем, действующим снаружи от фюзеляжа воздушного судна в направлении указанного пространства, в течение периода, составляющего четыре минуты. Область фюзеляжа воздушного судна под указанным полом не содержит стойкой к прожогу изоляции. Фюзеляж по второму варианту содержит пространство с полом и обтекатель перехода крыло/фюзеляж. Обтекатель обладает стойкостью к прожогу пламенем, действующим снаружи от фюзеляжа воздушного судна в направлении указанного пространства, в течение периода, составляющего четыре минуты. Область пространства над обтекателем не содержит стойкой к прожогу изоляции. Достигается уменьшение веса воздушного судна. 3 н. и 5 з.п. ф-лы, 6 ил.

Настоящее изобретение относится к устройству для изготовления элемента жесткости с наклонным участком и способу изготовления этого элемента. Техническим результатом заявленного изобретения является исключение образования складок на изготовляемом элементе жесткости. Технический результат достигается роликовым формовочным инструментом, который содержит первый и второй ролики. Причем первый ролик имеет фасонную часть, выполненную таким образом, что она входит в соответствующую фасонную выточку на периферийной поверхности второго ролика, а между первым и вторым роликами образован зазор, соответствующий требуемой форме, придаваемой пропускаемому между роликами удлиненному элементу. При этом требуемая форма включает криволинейный изгиб между ребром и полкой. Причем форма выточки во втором ролике и форма соответствующей части первого ролика изменяются на протяжении части периферической окружности роликов таким образом, что радиус кривизны зазора между роликами, соответствующего криволинейному изгибу, изменяется между минимальным и максимальным значениями. 2 н. и 6 з.п. ф-лы, 13 ил.

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано для изготовления секции элемента фюзеляжа самолета. Сегмент оболочки содержит панель обшивки и расположенные на ней продольные элементы жесткости, поперечный элемент жесткости, проходящий поперек продольных элементов жесткости, соединительный уголок с желобком (гофром). Панель обшивки и продольные элементы жесткости выполнены из армированного углеродным волокном пластмассового материала. Изобретение позволяет уменьшить массу сегмента оболочки, вероятность опрокидывания и прогиба кольцевых шпангоутов. 11 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретения относятся к стрингеру, к способу создания модели стрингера при помощи компьютера, к способу изготовления стрингера, к авиакосмическому устройству и к летательному аппарату. Стрингер содержит основание с первой поверхностью и второй поверхностью, расположенной с противоположной стороны от первой поверхности, и ребро с третьей и четвертой поверхностями. Стрингер имеет L-образное поперечное сечение по его длине, и геометрию, изменяющуюся вдоль части его длины с увеличением расстояния в направлении вдоль его длин. Изменение геометрии выполнено в виде смещения первой поверхности в направлении ко второй поверхности и четвертой поверхности в направлении к третьей поверхности. Поперечное сечение имеет по существу постоянное расстояние, измеренное по поверхности поперечного сечения между точками, в которых поперечное сечение пересекается с первой и второй воображаемыми линиями, для всех поперечных сечений вдоль части его длины. Способ создания модели стрингера включает подготовку первых данных, при которой определяют требуемую геометрию основания модели стрингера, расстояние от основания до воображаемой плоскости, изменяющееся вдоль длины элемента, генерирование вторых данных, при котором определяют геометрию ребра модели стрингера, включая генерирование локальных изменений в геометрии ребра. Первые и вторые данные используют для генерирования модели стрингера. Способ изготовления стрингера включает подготовку пресс-формы, укладку слоев композиционного материала в пресс-форму и отверждение слоев композиционного материала. Достигается уменьшение напряжений в конструкции. 9 н. и 16 з.п. ф-лы, 24 ил.

Изобретения относятся к удлиненному элементу конструкции авиакосмического устройства или летательного аппарата из слоистой конструкции, а также к способу создания его модели при помощи компьютера и к способу изготовления удлиненного элемента. Удлиненный элемент содержит основание с первой поверхностью и второй поверхностью, расположенной с противоположной стороны от первой поверхности, ребро с третьей и четвертой поверхностями, и пятую поверхность, расположенную между первой и третьей поверхностями и соединенную с ними, и шестую поверхность, расположенную между второй и четвертой поверхностями и также соединенную с ними. Удлиненный элемент содержит изменение геометрии, выполненное в виде смещения первой поверхности в направлении ко второй поверхности с сокращением ширины пятой поверхности. Способ создания модели удлиненного элемента конструкции для его изготовления включает подготовку первых данных, указывающих на наличие изменений в расстоянии основания от плоскости отсчета, генерирование вторых данных для определения геометрии ребра и использование первых данных и вторых данных для генерирования модели удлиненного элемента конструкции. Уменьшение риска появления дефектов в удлиненном элементе конструкции осуществляется путем выполнения по модели удлиненного элемента конструкции локальных изменений геометрии ребра, которые представляют собой включение в ребро углового участка, простирающегося к основанию удлиненного элемента. Способ изготовления удлиненного элемента конструкции включает подготовку пресс-формы, профиль которой определяют посредством модели удлиненного элемента конструкции, укладку слоев композиционного материала в пресс-форму и отвердение слоев композиционного материала. Достигается уменьшение напряжений в конструкции. 6 н. и 20 з.п. ф-лы, 15 ил.

Группа изобретений относится к удлиненному элементу и к лонжерону конструкции авиакосмического устройства или летательного аппарата из слоистой конструкции, а также к способу создания его модели при помощи компьютера и к способу изготовления удлиненного элемента. Удлиненный элемент содержит основание с первой поверхностью и второй поверхностью, расположенной с противоположной стороны от первой поверхности, и ребро с третьей и четвертой поверхностями. Поперечное сечение удлиненного элемента изменяется вдоль его длины с линейным увеличением вдоль упомянутой длины удлиненного элемента конструкции геодезического расстояния между первой линией отсчета, расположенной на первой поверхности, и второй линией отсчета, расположенной на третьей поверхности. Композитный лонжерон характеризуется верхним и нижним фланцами, соединенными ребром, и единым слоем композиционного материала, проходящим между двумя противоположными краями от верхнего фланца через ребро к нижнему фланцу. Геодезическое расстояние по ширине лонжерона, измеряемое вдоль единого слоя между парой противоположных краев, увеличивается линейно вдоль длины единого слоя. Способ создания модели лонжерона включает подготовку первых данных о геометрии верхнего и нижнего фланцев, нелинейное изменение расстояния, разделяющего фланцы, вдоль длины лонжерона, которое у корневой части лонжерона больше, чем у концевой части лонжерона, и генерирование вторых данных, характеризующих форму ребра, верхнего и нижнего фланцев модели лонжерона. Способ изготовления удлиненного элемента конструкции включает подготовку пресс-формы, укладку слоев композиционного материала в пресс-форму и отвердение слоев композиционного материала. Достигается уменьшение напряжений в конструкции. 12 н. и 15 з.п. ф-лы, 21 ил.

Изобретение относится к авиастроению. Ячеистая структура фюзеляжа летательного аппарата содержит панель обшивки, имеющую двойную оболочку, монолитную панель обшивки, элемент жесткости, расположенный между панелями обшивки, и продольную планку или участок перехода нагрузки. Продольная планка расположена в зоне продольного шва и включает в себя первый и второй продольные фланцы, расположенные со смещением по отношению друг к другу и соединенные с помощью перемычки. Участок перехода нагрузки расположен в зоне поперечного шва для соединения продольного элемента жесткости, находящегося на монолитной панели обшивки, с панелью обшивки, имеющей двойную оболочку. Достигается уменьшение веса фюзеляжа летательного аппарата. 19 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к конструкции воздушного судна с несущими полыми конструктивными элементами, которые образуют фюзеляж, и касается системы кондиционирования воздуха воздушного судна. Конструкция воздушного судна содержит полые несущие конструктивные элементы (100, 101, 102), которые образуют фюзеляж (11) воздушного судна. Конструктивные элементы (100, 101, 102) содержат полости, которые выполнены как воздуховоды (103) для системы кондиционирования воздуха воздушного судна (10). Воздуховоды (103) соединяются вместе и пересекаются друг с другом в точках пересечения конструктивных элементов (100, 101, 102) так, что образуется система подвода воздуха. Достигается создание гибко управляемой контролируемой системы подвода воздуха в виде сети, которая охватывает фюзеляж и делает доступными различные области фюзеляжа для осуществления задач кондиционирования воздуха. 2 н. и 6 з.п. ф-лы, 12 ил.

Изобретение относится к области самолетостроения. Летательный аппарат содержит фюзеляж с головной и хвостовой оконечностями, крылья, систему топливных баков, систему двигателей и шасси, прикрепленных к крыльям и/или фюзеляжу. Фюзеляж оснащен кабиной управления, грузовым и/или обитаемым отсеком, также внешним оперением. Внутри фюзеляжа размещены элементы жесткости оболочки и силовой пол. Летательный аппарат оснащен бортовыми системами и оборудованием. Оболочка обитаемого отсека выполнена разделенной на внешнюю негерметичную и внутреннюю герметичную части. Внутренняя оболочка обитаемого отсека выполнена из высокопрочного синтетического армированного композиционного материала, например углепластика, и оперта на внешнюю оболочку через упругоподатливые опоры. Изобретение направлено на снижение взлетной массы. 3 ил.

Изобретение относится к авиации, а именно к соединительным участкам фюзеляжа самолета. Фюзеляж самолета содержит окружной стык между участками, каждый из которых содержит обшивку и элемент детали жесткости. Каждый элемент детали жесткости расположен напротив другого элемента на уровне стыка и содержит две стенки и две подошвы. Две стенки и две подошвы образуют вместе с обшивкой закрытое сечение. Два находящихся друг против друга элемента детали жесткости соединены при помощи накладки. Деталь жесткости и накладка выполнены из композитного материала. Накладка связана только с одной деталью жесткости и содержит две стенки и две отдельные подошвы. Каждая из упомянутых подошв содержит опорную поверхность в контакте с подошвой каждого элемента детали жесткости и прикреплена к обшивкам и к элементам детали жесткости при помощи работающих креплений, расположенных только на подошвах накладки. Каждый элемент детали жесткости содержит головку между двумя стенками, определяя так называемое омегообразное поперечное сечение детали жесткости. Достигается уменьшение веса конструкции фюзеляжа. 8 з.п. ф-лы, 11 ил.

Группа изобретений относится к области авиации. Соединительное устройство (1, 29, 31) для соединения секций (2, 3, 42) фюзеляжа с образованием в каждом случае области (4) поперечного стыка в целях создания ячейки фюзеляжа самолета из секций (2, 3, 42) фюзеляжа с участком (5, 8, 41) обшивки ячейки фюзеляжа, множеством кольцевых шпангоутов (14, 35) и стрингеров (7, 9, 39). Соединительное устройство (1, 29, 31) имеет ребристую конфигурацию и имеет выполненную в форме полосы поперечную стыковую накладку (10, 30, 33) для соединения участков (5, 8, 41) обшивки ячейки фюзеляжа и проходящее посередине на поперечной стыковой накладке ребро (13, 34, 38) для соединения кольцевого шпангоута (14, 35), и множество простирающихся по обе стороны от поперечной стыковой накладки (10, 30, 33) ребристых деталей (11, 12, 32) для присоединения стрингеров (7, 9, 39). Комбинация из соединительного устройства и секции фюзеляжа. Способ изготовления соединительного устройства (1, 29, 31) из цельной, прямоугольной полосы (46) материала подходящей толщины (47) и длины. Группа изобретений направлена на снижение трудоемкости монтажа. 3 н. и 14 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретения относятся к композиционному слоистому конструктивному элементу, к компоненту воздушного судна с указанным конструктивным элементом, к способу обозначения повреждения при ударе в конструктивном элементе и к вариантам способа получения конструктивного элемента. Конструктивный элемент содержит слоистый композит, имеющий край, и индикатор удара, расположенный на краю и содержащий полимер, разрушающийся при ударе. Способ обозначения повреждения при ударе в конструктивном элементе включает разрушение индикатора удара. Способ получения конструктивного элемента по первому варианту включает нанесение индикатора удара на край путем экструзии полимера из сопла. Способ получения конструктивного элемента по второму варианту включает соединение индикатора с краем путем совместного отверждения. Способ получения композиционного слоистого конструктивного элемента по третьему варианту заключается в том, что каждый из слоев слоистого композита содержит фазу армирования и фазу полимерной матрицы и включает формирование индикатора удара путем введения слоистого композита в негативную форму, создания зазора между краем и негативной формой и нагрев слоистого композита, так что фаза полимерной матрицы затекает в зазор и формирует индикатор удара. Достигается упрощение определения разрушения конструктивного элемента. 6 н. и 13 з.п. ф-лы, 10 ил.

Изобретение относится к конструкции оболочки отсека фюзеляжа самолета из полимерного композиционного материала и способу ее изготовления. Оболочка отсека герметичного фюзеляжа самолета из полимерного композиционного материала выполнена в виде слоистой обшивки с сеткой подкрепляющих ребер. Сетка подкрепляющих ребер содержит винтовые ребра с боковыми поверхностями в виде поверхностей прямого геликоида правого хода с разворотом указанных ребер в области торца отсека и их переходом в винтовые ребра левого хода и наоборот, а также продольные ребра с их U-образным разворотом в зонах торцов отсека. Ребра равномерно распределены по поверхности отсека, сформированы послойно и выполнены непрерывными. Ребра состоят из слоев однонаправленных прядей волокон полимерного композиционного материала, скрепленных полимерным связующим. На сетке подкрепляющих ребер сформирована наружная слоистая обшивка из полимерного композиционного материала. Достигается увеличение прочности в торцевой зоне оболочки, снижение массы конструкции стыка оболочки с ответными конструкциями. 3 н. и 8 з.п. ф-лы, 17 ил.

Изобретения относятся к конструктивному компоненту и к фюзеляжу самолета или космического летательного аппарата с конструктивным компонентом. Конструктивный компонент выполнен как несущий компонент для упрочнения обшивки самолета или космического летательного аппарата. Конструктивный компонент включает пустотелый профиль для приема системной среды. Конструктивный компонент имеет приемную стойку, посредством которой конструктивный компонент может быть прикреплен к обшивке. Приемная стойка имеет основание, которое может быть расположено на обшивке и может быть прикреплено к обшивке, и приемную часть, которая конфигурирована для приема пустотелого профиля. Достигается уменьшение массы фюзеляжа. 2 н. и 9 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к конструктивному элементу фюзеляжа самолета. Конструктивный элемент фюзеляжа самолета содержит стрингеры (20, 30, 40, 50, 60), проходящие в продольном направлении фюзеляжа самолета, и ребра (80), проходящие поперечно стрингерам (20, 30, 40, 50, 60) вдоль окружности фюзеляжа. Стрингеры (30, 40, 50, 60) выполнены в форме крепежного рельса для элементов (100, 110). Элементы (100, 110) должны быть установлены в фюзеляже самолета. Элементы (100, 110) - это системные устройства и компоненты кабины, багажные отсеки, расположенные в салоне над головой пассажиров, и другие системные устройства функциональной инфраструктуры самолета. Стрингер (40), выполненный в форме крепежного рельса, имеет головную область (41), которая проходит в его продольном направлении, непрерывная между ребрами (80), и прерывается на ребрах (80) приемными выемками (42). В приемных выемках (42) размещены ребра (80). Достигается высокая гибкость при сборке систем и компонентов, которые устанавливают в фюзеляже независимо от рамы ребра. 16 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к фюзеляжу самолета, герметизированная кабина которого имеет множество смотровых отверстий и/или сквозных отверстий. Фюзеляж самолета содержит обшивку (1), усиленную несколькими вертикально проходящими шпангоутами (7) и несколькими горизонтально проходящими стрингерами (8). Обшивка (1) имеет несколько иллюминаторов (5). Каждый иллюминатор (5) содержит раму (6). Шпангоут (7) проходит через раму (6) иллюминатора (5) так, что шпангоут заканчивается в верхнем участке (9) рамы (6) иллюминатора и в нижнем участке (10) рамы (6) иллюминатора. Переход между шпангоутом (7) и рамой (6) иллюминатора имеет разветвление (11) шпангоута, так что шпангоут (7) и рама (6) иллюминатора образуют в разветвлении (11) треугольник (12). Достигается возможность произвольного и гибкого выбора как размера, так и компоновки смотровых отверстий или сквозных отверстий в оболочке фюзеляжа, а также оптимальное распределение нагрузки или усилий в конструкции фюзеляжа. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Группа изобретений относится к конструкции шпангоута из композитного материала, в частности, использующегося для крепления наружной обшивки фюзеляжа летательного аппарата, а также к фюзеляжу летательного аппарата, содержащему один или несколько указанных шпангоутов. Шпангоут содержит по существу плоскую кольцевую основную часть. Основная часть содержит первые наборы однонаправленных волокон, образующих угол, по существу находящийся в пределах от 25° до 35° по отношению к окружной оси шпангоута, и вторые наборы (35) однонаправленных волокон, образующих угол, по существу находящийся в пределах от -35° до -25° по отношению к окружной оси шпангоута. Причем первые и вторые наборы равномерно распределены по толщине основной части. Достигаемый при этом технический результат заключается в обеспечении высоких механических характеристик шпангоута при упрощении процесса его изготовления. 2 н. и 18 з.п. ф-лы, 5 ил.

Конструкция фюзеляжа самолета или космического летательного аппарата содержит наружную обшивку (100), имеющую дугообразный внутренний контур, и конструктивный компонент (200). Указанный компонент содержит ребро жесткости (202) для наружной обшивки (100), которое изогнуто в форме дуги, соответствующей внутреннему контуру, и поперечный элемент (204), который соединяет две дуговых секции (206, 206') дуги ребра друг с другом поперечно и имеет более высокую жесткость, чем ребро. Улучшается поглощение энергии конструкцией фюзеляжа в случае перегрузки. 2 н. и 18 з.п. ф-лы, 7 ил.

При изготовлении конструкции фюзеляжа воздушного судна соединяют несколько последовательно расположенных фюзеляжных секций, выполняя при этом следующие операции: а) изготовление сегмента (1, 4, 9, 14, 20) наружной обшивки, при этом указанный сегмент имеет с нижней стороны сплошной продольный проем (3, 11, 22); b) разжим сегмента наружной обшивки для того, чтобы вставить элемент (34) каркаса пола; с) присоединение сегмента наружной обшивки к уже имеющейся жесткой фюзеляжной секции (23) с образованием частичного поперечного шва (33); d) позиционирование предварительно изготовленной нижней оболочки (5, 17, 21) в продольном проеме таким образом, чтобы закрыть сегмент наружной обшивки; е) дополнение частичного поперечного шва до полного поперечного шва (48) и соединение нижней оболочки с сегментом наружной обшивки с образованием двух продольных швов (46, 47); f) соединение элемента (34) каркаса пола с сегментом наружной обшивки. Обеспечивается возможность компенсации допусков при присоединении фюзеляжной секции к предварительно подготовленной жесткой фюзеляжной секции для получения конструкции фюзеляжа воздушного судна. 10 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к авиастроению и касается технологии сборки панелей агрегатов самолетов, в частности к технологии сборки центроплана самолета. Способ сборки панелей агрегатов самолета содержит сборку и клепку имеющей заданную кривизну обшивки и прямолинейных стрингеров. Стрингеры перед сборкой и клепкой предварительно формообразовывают на плазе с введением прогиба с упреждением от 3,0 мм до 5,0 мм и затем упрочняют на ударно-барабанной установке. Из изготовленных панелей производят сборку агрегатов самолета. Достигается улучшенное качество сборки и обеспечение заданных геометрических параметров клепаных панелей. 2 ил.

Изобретение относится к летательным аппаратам тяжелее воздуха. Конструктивно-силовая схема фюзеляжа включает поперечные и продольные силовые элементы, представленные соответственно фюзеляжными шпангоутами (17-25) и продольными стенками (26-29). Набор продольных стенок (26-29) проходит через всю среднюю (3) и хвостовую (5) части фюзеляжа. Центроплан (12) организован в плоскости максимальных строительных высот крыла и образован шпангоутами (17-25). В нижней части фюзеляжа выполнены крупногабаритные продольные вырезы для грузовых отсеков (10) и (14). Конструктивно-силовая схема вырезов включает продольные стенки 26, соединенные со шпангоутами центроплана (12). Изобретение направлено на перераспределение возникающих в силовых элементах напряжений от внешних нагрузок за счет рационального расположения силовых элементов каркаса планера. 3 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к способу производства конструктивного элемента и может быть использовано, в частности, в аэрокосмической промышленности. Способ включает в себя формование неупрочненной ткани-препрега из композитного волокнистого материала, упрочняемого при первой температуре упрочнения в заданную форму. Неупрочненную ткань-препрег соединяют по меньшей мере с одной удерживающей деталью из композитного волокнистого материала, по меньшей мере частично упрочненного при второй температуре упрочнения. Упрочняют неупрочненную ткань-препрег, соединенную по меньшей мере с одной удерживающей деталью для формирования конструктивного элемента, при первой температуре упрочнения. Вторая температура упрочнения ниже первой температуры упрочнения. Техническим результатом изобретения является упрощение способа производства конструктивного элемента. 11 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к секции фюзеляжа для летательного аппарата и касается обрамления иллюминатора. Секция фюзеляжа летательного аппарата содержит шпангоуты (10) и проемы для размещения в них иллюминаторов (11). Шпангоуты (10) содержат сегмент шпангоута (10), окружающий проем. Данный сегмент шпангоута (10) содержит два ответвления (15, 16), расположенные сбоку данного проема. Концы ответвлений (15, 16) попарно соединены таким образом, что образуют Y-образную форму на каждом из концов (17, 18) сегмента шпангоута (10). Достигается уменьшение массы фюзеляжа при обеспечении механической прочности стенки фюзеляжа на уровне иллюминаторов. 2 н. и 11 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретения относятся к вариантам выполнения силового шпангоута летательного аппарата. Силовой шпангоут летательного аппарата изготовлен из композитного материала и содержит два боковых элемента и базовый элемент. Боковые элементы соединены на внутренней части шпангоута посредством базового элемента. Каждый из боковых элементов содержит полку, соединяющую шпангоут с обшивкой фюзеляжа летательного аппарата, стенку (5) и внутренний фланец (6), соединяющий стенку (5) и базовый элемент. Шпангоут вместе с обшивкой образуют кессонную конструкцию, а стенка образует с полкой угол, по меньшей мере, 90°. По первому варианту боковые элементы и базовый элемент шпангоута имеют переменные толщины и сечения. По второму варианту шпангоут выполнен с возможностью содержать фитинг (8), соединенный со стенкой. Достигается уменьшение веса шпангоута. 2 н. и 10 з.п. ф-лы, 16 ил.

Изобретения относятся к авиации, а именно к фюзеляжной конструкции воздушного судна и к способу ее изготовления. Способ изготовления фюзеляжной конструкции воздушного судна, выполненной из множества соединенных вместе оболочек, каждая из которых формирует часть фюзеляжа воздушного судна и содержит несущую конструкцию и обшивку. Обшивка закреплена на несущей конструкции и герметизирует снаружи фюзеляж воздушного судна с обеспечением устойчивости к сжатию. Фюзеляжная конструкция воздушного судна содержит верхнюю и боковую оболочку и нижнюю оболочку. Нижняя оболочка имеет радиус, который, при осреднении по окружности, превышает осредненный по окружности радиус верхней и боковой оболочки более чем в 1,2 раза. Верхняя, боковая оболочка и нижняя оболочка соединены в переходных зонах, проходящих в продольном направлении воздушного судна. Несущая конструкция нижней оболочки имеет такие прочностные характеристики, что она способна воспринимать нагрузку от внутреннего давления нижней оболочки без использования главной крестовины для обеспечения жесткости в поперечном направлении. Верхнюю и боковую оболочку, включая несущую конструкцию, изготавливают из волокнистого композиционного материала. Нижнюю оболочку, включая несущую конструкцию, изготавливают из алюминиевого материала. Верхнюю и боковую оболочку соединяют с композитной планкой из стекловолокна и алюминия, представляющей собой слоистый элемент с чередующимися слоями стекловолокна и слоями алюминия. Верхнюю и боковую оболочку пригоняют, включая композитную планку из стекловолокна и алюминия, выступающую на верхней и боковой оболочке, к нижней оболочке. Композитную планку соединяют из стекловолокна и алюминия с нижней оболочкой. Достигается увеличение свободного пространства воздушного судна. 2 н. и 13 з.п. ф-лы, 4 ил.