Размещение и крепление силовых установок на летательном аппарате, летательные аппараты, отличающиеся по типу или размещению силовых установок: ...расположенными внутри фюзеляжа или прикрепленными к нему – B64D 27/14

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к воздухозаборнику авиационного двигателя. Воздухозаборник (113) предназначен для соединения с фюзеляжем (141) самолета при помощи пилона (134), при этом локальная длина этого воздухозаборника, измеренная параллельно оси (А) двигателя между точкой передней кромки (138) воздухозаборника и поперечной плоскостью (Р), находящейся на уровне входного колеса компрессора двигателя, больше (Lmax) в зоне (142) воздухозаборника, соединенной с пилоном, и меньше (Lmin) в зоне воздухозаборника, противоположной пилону. Технический результат заключается в упрощении конструкции воздухозаборника. 3 н. и 8 з.п. ф-лы, 6 ил.

Группа изобретений относится к авиации. Хвостовая часть самолета (1) содержит опорную конструкцию (14) для поддержки двигателей, проходящую сквозь фюзеляж (6) через два отверстия (18, 18), расположенные с каждой стороны от центральной вертикальной плоскости (Р) самолета. Опорная конструкция (14) состоит из первой и второй полуконструкций (22, 22), которые проходят через первое и второе отверстия (18, 18) в фюзеляже соответственно. Первая и вторая полуконструкции соединены друг с другом таким образом, что их можно разобрать во внутреннем пространстве (8) фюзеляжа. Способ сборки хвостовой части самолета включает следующие этапы: сначала устанавливают первую полуконструкцию, перемещая ее так, чтобы при прохождении ее через первое отверстие в фюзеляже внутренний конец был направлен вперед по направлению движения; затем устанавливают вторую полуконструкцию, перемещая ее так, чтобы при прохождении ее через второе отверстие в фюзеляже внутренний конец был направлен вперед по направлению движения; собирают внутренний конец первой полуконструкции с внутренним концом второй полуконструкции. Группа изобретений направлена на облегчение сборки и разборки опорной конструкции. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 14 ил.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к конфигурации установки двигателей для летательного аппарата. Двигатели расположены в задней части фюзеляжа (2) летательного аппарата, причем двигатели (3) прикреплены неподвижным образом пилонами (5) к конструкции летательного аппарата, при этом указанная конструкция включает в себя кессонную конструкцию (14), которую располагают поперек фюзеляжа (2) и используют для крепления пилонов (5). Фюзеляж (2) содержит отверстие (4), предоставляющее возможность прохода подвесных пилонов (5) для двигателей (3), при этом указанная конфигурация дополнительно включает поворотную область (8), силовой привод (7) и соединительную деталь (6), посредством которой силовой привод (7) крепят к подвесным пилонам (5) и к кессонной конструкции (14) летательного аппарата. Сборный узел, образованный силовым приводом (7) и соединительной деталью (6), предоставляет возможность балансировки сборного узла пилонов (5) и двигателей (3) летательного аппарата посредством поворотной области (8), добиваясь, таким образом, управляемого и оптимального отклонения вектора тяги летательного аппарата для каждой фазы полета. Технический результат заключается в повышении управляемости летательного аппарата и упрощении конструкции установки двигателей. 9 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к космонавтике. Летательный аппарат имеет сетчатый шар с подвижными двигателями на электромагнитной пластине. Достигается расширение функциональных возможностей ракеты. 2 ил.

Настоящее изобретение относится к летательному аппарату с уменьшенным воздействием на окружающую среду. Летательный аппарат имеет продольную ось и включает двигатель и планер. Двигатель содержит пропеллер, установленный в хвосте летательного аппарата на его спине с его осью, по существу параллельной указанной продольной оси летательного аппарата. Задняя часть планера включает в себя горизонтальное оперение и два вертикальных оперения, расположенных по одному на каждом конце указанного горизонтального оперения. Пропеллер расположен вертикально в линию с указанным горизонтальным оперением над последним таким образом, что шум, испускаемый упомянутым двигателем, перекрывается в направлении вниз упомянутым горизонтальным оперением и частично по сторонам упомянутым вертикальным оперением. Достигается уменьшение расхода топлива и снижение шума. 9 з.п. ф-лы, 8 ил.

Предлагаемое изобретение относится к области авиации, более конкретно к вертикальному хвостовому оперению воздушного судна. Вертикальное хвостовое оперение содержит киль и руль направления. Вертикальное хвостовое оперение снабжено двигателем, при этом двигатель проходит консольно за пределы киля и закреплен на киле посредством опорной конструкции. Внутри опорной конструкции между внутренней оболочкой опорной конструкции и наружной стенкой киля расположены два канала для прохода воздуха. Изобретение касается также воздушного судна, снабженного вертикальным хвостовым оперением, на котором установлен двигатель. Изобретение направлено на упрощение монтажа и демонтажа двигателя, установленного на вертикальном хвостовом оперении. 11 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к авиационной технике. Самолет содержит фюзеляж 1, крыло 2 и хвостовое оперение 3. Силовая установка 4 включает в себя тянущий воздушный винт 5, мотор-генератор, редуктор, воздухозаборник 8, воздушный канал воздухозаборника, выходное устройство и маршевый двигатель. Маршевый двигатель состоит из воздушной турбины, вихревой камеры и турбокомпрессора, установленного на валу воздушной турбины. Вал воздушного винта и вал мотор-генератора кинематически связаны через редуктор с валом воздушной турбины. Вихревая камера размещена в корпусе маршевого двигателя в пространстве между воздушной турбиной и турбокомпрессором. Воздушный канал воздухозаборника подключен к входу в турбокомпрессор, выход воздуха из турбокомпрессора присоединен к входу в вихревую камеру, выход из вихревой камеры соединен с входом воздуха в воздушную турбину, а выход воздуха из воздушной турбины сообщается с атмосферой через выходное устройство. Технический результат - увеличение продолжительности полета за счет сокращения расхода топлива. 20 з.п. ф-лы, 2 ил.