Конструктивные элементы и наружные части летательных аппаратов, не отнесенные к другим группам: .гондолы – B64C 7/02

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям воздухозаборников сверхзвуковых пассажирских самолетов. В первом варианте исполнения летательный аппарат (ЛА) содержит крыло, фюзеляж, по меньшей мере, один воздушно-реактивный двигатель (ВРД), расположенный в хвостовой части фюзеляжа. Воздухозаборник указанного ВРД имеет два канала, один из которых расположен с верхней стороны, а другой с нижней стороны носовой части фюзеляжа. Во втором варианте ЛА содержит два ВРД, расположенных в хвостовой части фюзеляжа один над другим в плоскости симметрии ЛА. Воздухозаборник верхнего ВРД расположен с верхней стороны носовой части фюзеляжа, а воздухозаборник нижнего ВРД расположен с нижней стороны носовой части фюзеляжа. Функцию генератора скачков уплотнения в вышеуказанных сверхзвуковых воздухозаборниках выполняет носовая часть фюзеляжа, выполненная в виде горизонтального многоступенчатого клина. В третьем варианте выполнения ЛА содержит, но меньшей мере, один ВРД, размещенный в мотогондоле, расположенной с нижней стороны крыла. Фюзеляж ЛА прикреплен к крылу посредством указанной мотогондолы. ВРД имеют воздухозаборники, в которых в качестве генераторов скачков уплотнения использован общий вертикальный клин. Достигается возможность создания сверхзвуковых административных самолетов. 3 н. и 6 з.п. ф-лы, 16 ил.

Изобретение относится к направляющим устройствам вращения, предназначенным для установки между неподвижной и подвижной частями оборудования, в частности гондолы воздушного судна, подверженного сильным изменениям температуры и давления. Устройство вращения содержит неподвижную опору (11) и подвижную опору (12), выполненную с возможностью вращения вокруг неподвижной опоры (11) вокруг оси (140) вращения, и средство сопряжения между неподвижной (11) и подвижной (12) опорами, которое содержит подшипник, выполненный с возможностью направления опоры (11) при ее вращении вокруг опоры (12), гибкое динамическое уплотнение (1), выполненное с возможностью обеспечения герметичного уплотнения между опорами (11, 12), установленное между фрикционной дорожкой (4), прикрепленной к одной из опор (12 или 11), и механической конструкцией, прикрепленной к другой опоре (11 или 12). Герметичное уплотнение включает в себя металлическую пружину (5), выполненную с возможностью обеспечения контактного усилия уплотнения между дорожкой (4) и механической конструкцией. Уплотнение (1) установлено параллельно оси (140) так, что контактное усилие прикладывается параллельно оси (140). Опора (11) содержит прокладки (19), а уплотнение (1) содержит удлиненные элементы (14), распределенные по уплотнению (1) и предназначенные для вмещения прокладок (19) для обеспечения звездообразного направления уплотнения. Технический результат: создание направляющего устройства вращения, которое обеспечивает улучшенные характеристики, в частности за счет статического герметичного уплотнения между механическими элементами, прикрепленными друг к другу, и динамического герметичного уплотнения по фрикционной части. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к элементу конструкции, способному выдерживать повышенные температуры, в частности к заднему шпангоуту гондолы летательного аппарата. Задний шпангоут воздухозаборника гондолы летательного аппарата содержит часть, окружающую отверстие, предусмотренное для прохода системы для устранения обледенения из композитного материала на базе геополимерной смолы, усиленной волокнами, и другую металлическую часть. Достигается уменьшение веса конструкции. 3 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к области авиации. Летательный аппарат содержит продольный фюзеляж, два боковых крыла, симметрично присоединенных с одной и другой стороны фюзеляжа, и гондолу реактивного двигателя, закрепленную на каждом боковом крыле при помощи пилона (18) крепления реактивного двигателя. На каждом из пилонов крепления реактивного двигателя выполняют профилированный несущий корпус (20; 30) таким образом, чтобы создавать результирующую движущую силу под действием косого воздушного потока. Корпус (20; 30) проходит, начиная от конца (20а; 30а), закрепленного на пилоне (18) крепления реактивного двигателя, и удаляясь от этого конца в направлении удлинения, имеющего наклон в 30° по отношению к верхней поверхности рассматриваемого бокового крыла. Изобретение направлено на уменьшение лобового сопротивления. 7 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретения относятся к области авиастроения, более конкретно - крылу самолета со стойкой крепления двигателя и самолету, снабженному таким крылом. Крыло самолета имеет концевую (2b) и корневую (2а) части с расположенной под крылом стойкой (4) крепления двигателя. При этом передняя зона (8) стойки крепления выдается вперед относительно передней кромки (10) крыла (2). В передней зоне (8) на стойке крепления (4) выполнен боковой выступ (12), выступающий в направлении корневой части (2а) крыла (2) и ограничивающий боковой канал (14) воздушного потока. Задний конец (12а) выступа контактирует с передней кромкой (10) крыла, а величина (Ls) указанного бокового выступа (12) в направлении к корневой части (2а) крыла возрастает по мере продвижения от его переднего конца (12b) к его заднему концу (12а). Технический результат заключается в улучшении аэродинамических свойств самолета. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 8 ил.