Размещение на летательном аппарате элементов силовых установок или вспомогательных устройств, не отнесенных к другим рубрикам: .выпускных устройств или выхлопных труб – B64D 33/04
Патенты в данной категории
| ГОНДОЛА С РЕГУЛИРУЕМОЙ ВЫПУСКНОЙ СЕКЦИЕЙ
Гондола (1) турбореактивного двигателя содержит заднюю секцию (5) с внутренней неподвижной конструкцией (9), расположенной вокруг хвостовой части двигательного отсека и образующей совместно с реактивным соплом (6) откалиброванную выпускную секцию (10) для вентиляции двигательного отсека с помощью расположенных в выпускной секции разделительных средств. Указанные разделительные средства подразделены на жесткие разделители (11, 12), предназначенные для обеспечения постоянного интервала, и компенсирующие элементы (13), которые компенсируют взаимные перемещения турбореактивного двигателя и гондолы. Компенсирующие элементы состоят из совокупности элементов, первый конец которых прикреплен к жестким разделителям, а второй конец свободен. Снижается нагрузка на гондолу, возникающая в результате относительного перемещения и деформирования турбореактивного двигателя. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 6 ил. |
2469923 патент выдан: опубликован: 20.12.2012 |
|
| ЗАДНИЙ УЗЕЛ ГОНДОЛЫ ТУРБОРЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ
Изобретение относится к области авиации, более конкретно, к заднему узлу гондолы турбореактивного двигателя. Задний узел гондолы содержит капот, внутренний элемент веретенообразной формы, у которого нижняя по потоку часть (15) представляет собой O-образный канал и выполнена с возможностью перемещения аксиальным скольжением между рабочим положением, в котором она закрывает газогенератор (3) турбореактивного двигателя и ограничивает вместе с капотом кольцевой тракт холодного воздуха, и положением проведения техобслуживания, расположенным ниже по потоку от указанного рабочего положения. Эта нижняя по потоку часть (15) выполнена с возможностью беспрепятственного скольжения относительно газогенератора (3), при этом внутренний элемент содержит верхнюю по потоку часть (13), которая выполнена с возможностью отделения от нижней по потоку части (15) и имеет по меньшей мере две створки (13a, 13b), выполненные с возможностью раскрытия наружу. Технический результат заключается в облегчении доступа к турбореактивному двигателю. 2 н. и 9 з.п. ф-лы, 12 ил. |
2457984 патент выдан: опубликован: 10.08.2012 |
|
| УСТРОЙСТВО ДЛЯ УМЕНЬШЕНИЯ ИНФРАКРАСНЫХ ИЗЛУЧЕНИЙ ТУРБОВИНТОВОГО ДВИГАТЕЛЯ
Изобретения относятся к области авиации, более конкретно к устройству для уменьшения инфракрасных излучений на выпуске турбовинтового двигателя и турбовинтовому двигателю. Устройство имеет трубчатый канал (6), который продолжается вниз из сопла (5) турбовинтового двигателя (3), и через который горячие газы (F) вытекают из сопла (5). Также устройство имеет трубчатую втулку (8), выполненную с возможностью скольжения в трубчатый канал (6) при протекании горячих газов (F) через него, и переключения: из внутреннего положения, в котором трубчатая втулка (8) полностью размещена внутри трубчатого канала (6), в выступающее положение, в котором трубчатая втулка (8) выступает наружу из трубчатого канала (6). Технический результат заключается в уменьшении инфракрасных излучений турбовинтового двигателя. 3 н. и 7 з.п. ф-лы, 7 ил. |
2445240 патент выдан: опубликован: 20.03.2012 |
|
| УСТРОЙСТВО С РЕЗИНОВЫМ ДВИЖИТЕЛЕМ ДЛЯ ПОЛЕТОВ В ВОЗДУШНОМ ПРОСТРАНСТВЕ
Изобретение относится к области авиации. Устройство с резиновым движителем для полетов в воздушном пространстве состоит из каркаса, корпуса (1), двигателя внутреннего сгорания (9), резинового движителя (2), включающего толкающую поверхность, выполненную в виде диска (6), спирального активатора (5), имеющего шкив (15), приводимый во вращение с помощью цепи Галя (16), рабочей пружины (20), предназначенной для сжатия и освобождения посредством спирального активатора (5) резинового движителя, действуя штоком (10) на его растяжение для поступления воздуха в образовавшийся под ним и нижним диском (6) объем. При сжатии резинового движителя (2) и освобождения пружины (20) от сжатия происходит резкое выбрасывание воздуха вниз с образованием реактивной силы. Предусмотрены гнущиеся тяги (12) для соединения нижнего диска (6) с верхним диском (8) для сохранения формы устройства в момент действия пружины (20) при ее сжатии, а также при действии реактивной силы на нижний диск (6) снизу при резком выбрасывании воздуха вниз при сжатии резинового движителя (2) и освобождения от давления пружины (20) одновременно. Изобретение направлено на расширение арсенала технических средств. 1 ил. |
2429995 патент выдан: опубликован: 27.09.2011 |
|
| РЕАКТИВНАЯ ЛЕТАЮЩАЯ ТАРЕЛКА
Изобретение относится к области авиации. Реактивная летающая тарелка с резиновым движителем (2) состоит из корпуса (1), имеющего вид перевернутой вверх дном тарелки, двигателя внутреннего сгорания (9), резинового движителя (2), включающего толкающую поверхность, выполненную в виде диска (6), спирального активатора (5), имеющего шкив (15), приводимый во вращение с помощью цепи Галя (16), рабочей пружины (12), предназначенной для сжатия и освобождения посредством спирального активатора (5) для действия штоком (10) на резиновый движитель (2) при его сжатии, усиливая его давление на воздух под диском (6) для выбрасывания его вниз с большой скоростью через отверстия в резине, образуя реактивную силу, направленную вверх, а выбрасываемый из трубы (21) воздух образует реактивную тягу для горизонтального полета летающей тарелки. Предусмотрены гнущиеся тяги (7) для соединения нижнего диска (6) с верхним диском (8) для сохранения формы летающей тарелки в момент давления рабочей пружины (12) при ее сжатии, а также и при действии реактивной силы на нижний диск (6) при резком выбрасывании воздуха вниз при сжатии резинового движителя (2) и освобождении от давления рабочей пружины (12). В этот момент тяги (7) сгибаются и нижний диск (6) подбрасывает вверх пилота и грузы. Изобретение направлено на расширение арсенала технических средств. 1 ил. |
2420429 патент выдан: опубликован: 10.06.2011 |
|
| УСТРОЙСТВО СЦЕПЛЕНИЯ С ДИНАМИЧЕСКОЙ САМОФИКСАЦИЕЙ
Изобретение относится к области авиации, более конкретно к устройству сцепления между двумя элементами гондолы самолета, в частности реверсора тяги. Устройство (1) сцепления между первым конструктивным элементом (2) и вторым конструктивным элементом (3) гондолы, выполненными с возможностью перемещения относительно друг друга, содержит язычок (5), соединенный с первым конструктивным элементом и выполненный с возможностью входить в зацепление с фиксирующим средством (4) второго конструктивного элемента. Язычок установлен с возможностью противодействия упругому возвратному элементу (9), который стремится возвратить его в положение отвода. Также предусмотрен упор (10) второго конструктивного элемента, выполненный с возможностью удержания язычка в напряженном состоянии, когда второй конструктивный элемент находится вблизи от первого конструктивного элемента. Технический результат заключается в предотвращении смещения элементов гондолы относительно друг друга. 2 н. и 11 з.п. ф-лы, 4 ил. |
2405719 патент выдан: опубликован: 10.12.2010 |
|
| ПРОТИВОПОЖАРНЫЙ ВЕРТОЛЕТ
Изобретение относится к оборудованию для борьбы с пожарами. Противопожарный вертолет содержит фюзеляж (2), в котором находятся резервуары (3), заполненные противопожарной жидкостью, и устройство выпуска жидкости под давлением. Головная часть фюзеляжа вертолета горизонтально разделена на верхний отсек (52) с кабиной экипажа и нижний отсек (53) для размещения оператора, который управляет устройством выпуска жидкости. Устройство выпуска жидкости расположено в передней части нижнего отсека. В основном резервуаре противопожарной жидкости имеется ограничительная пластина (14), установленная с возможностью вертикального перемещения по неподвижным направляющим (11). Изобретение направлено на предотвращение смещения центра тяжести жидкости в резервуаре (3). 2 з.п. ф-лы, 2 ил. |
2347596 патент выдан: опубликован: 27.02.2009 |
|
| НАСАДОК К ВЫХЛОПНОМУ ПАТРУБКУ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ ДВУХДВИГАТЕЛЬНОЙ СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ ВЕРТОЛЕТА Изобретение относится к конструкции и размещению на вертолете элементов силовой установки, в частности выхлопных устройств газотурбинных двигателей двухдвигательной силовой установки вертолета. Насадок выполнен в виде трубчатого элемента, примыкающего к выходу выхлопного патрубка. В предложенной конструкции плоскость выходного среза насадка наклонена относительно вертикальной и горизонтальной плоскостей, проходящих через продольную ось вертолета так, что проекция нормали к плоскости выходного среза на горизонтальную плоскость составляет угол 25-30 градусов с продольной осью вертолета, а проекция указанной нормали на вертикальную плоскость составляет угол 3-5 градусов с продольной осью вертолета, при этом площадь выходного среза составляет 70-75% площади его входного среза. Направление хода струи выхлопных газов в канале полученного профиля и скорость истечения выхлопных газов из насадка выхлопного патрубка обеспечивает существенное снижение заброса выхлопных газов в воздухозаборные устройства двигателей, а также к уменьшению лобового сопротивления вертолета, что в конечном итоге позволяет улучшить характеристики силовой установки на режиме висения и на крейсерской скорости. 3 ил. | 2230005 патент выдан: опубликован: 10.06.2004 |
|
| ВЫХЛОПНАЯ СИСТЕМА ТУРБОВИНТОВОГО ДВИГАТЕЛЯ Изобретение относится к выхлопным самолетным системам турбовинтовых двигателей. Выхлопная система содержит выхлопную трубу изогнутой формы с выводом выхлопной струи вбок-вниз, закрепленную на балке самолета и не имеющую контакта с двигателем. Выхлопная труба содержит внутреннюю трубу с закрепленными на ней выхлопным насадком и обечайкой в передней части. Насадок и обечайка соединены между собой посредством изогнутого съемного кожуха, образуя внешний контур выхлопной трубы, который образует с внутренней трубой кольцевой зазор для прохода части охлаждающего воздуха под воздействием эжектора. Эжектор образован внутренней трубой и выхлопным насадком, задний срез которого выступает за задний срез внутренней трубы на 0,5 ее диаметра. Под воздействием другого эжектора, образованного стоящим на двигателе смесительным выхлопным насадком и надвинутым на него с кольцевым зазором передним концом внутренней трубы, другая часть воздуха засасывается во внутреннюю трубу, снижая ее температуру. Выхлопная труба закреплена на наружной стенке балки и подкреплена двумя тягами. Внутренняя труба связана с обечайкой и выхлопным насадком посредством трапециевидных профилей. Один ряд профилей крепится сваркой к обоим элементам с предварительным попарным поджатием. Второй ряд профилей приварен только к внутренней трубе с зазором до выхлопного насадка. Изобретение позволяет повысить интенсивность охлаждения выхлопной трубы. 4 ил. | 2216487 патент выдан: опубликован: 20.11.2003 |
|
| УСТРОЙСТВО ДЛЯ КРЕПЛЕНИЯ АГРЕГАТОВ Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано при креплении выхлопной трубы вспомогательной силовой установки самолета, а также в других отраслях промышленности при креплении агрегатов с последующей регулировкой и фиксацией. Устройство содержит верхний и боковые узлы крепления, включающие в себя кронштейны. В кронштейнах шарнирно закреплена по крайней мере одна регулируемая по длине тяга, которая соединена со стыкуемым агрегатом. Кроме того, каждый кронштейн боковых узлов имеет внешнюю серьгу с фиксатором вертикального перемещения. Внешняя серьга может поворачиваться в горизонтальной плоскости, а внутри нее смонтирована внутренняя серьга с фиксатором горизонтального перемещения. Внутренняя серьга шарнирно соединена со стыкуемым агрегатом посредством сферического подшипника. Упомянутые фиксаторы могут быть выполнены в виде винтов с контргайками, на концах каждого из которых шарнирно закреплена серьга. Кронштейны боковых узлов могут быть выполнены в виде жесткой облегченной рамки. Изобретение позволяет снизить трудоемкость монтажно-демонтажных работ и обеспечить точность регулировки. 2 з.п. ф-лы, 6 ил. | 2192990 патент выдан: опубликован: 20.11.2002 |
|
| КРЫШКА ТРУБОПРОВОДА И СПОСОБ ЕЕ ИЗГОТОВЛЕНИЯ Изобретение относится к авиации и может использоваться для изготовления крышек на выходе из трубопроводов .Сущность заключается в том, что крышка имеет сотовую структуру для изменения направления выпуска текучей среды из трубопровода с наклонными ячейками и треугольным каркасным элементом для придания жесткости этой структуре. Каркасный элемент имеет сотовый заполнитель, а третья жесткая стенка его образует периферийную стенку сотовой структуры. При изготовлении крышки треугольный сотовый заполнитель устанавливают на по крайней мере один слой обшивки летательного аппарата и каркасного треугольного элемента, который размещают по периферии сотовой структуры. Сотовый заполнитель состоит из ячеек. Схватывающий материал размещают между этим заполнителем и сотовой структурой для образования после отверждения периферийной стенки сотовой структуры. После этого на сотовом заполнителе располагают по крайней мере один слой композиционного материала обшивки , завершая этим сборку заготовки крышки, причем эту заготовку отверждают. Технический результат от реализации группы изобретений заключается в создании крышки трубопровода, которая используется вместе с ним при расположении его внутри транспортного средства, такого как летательный аппарат, и изменяет направление протекающей через не жидкости. 2 н. и 24 з.п.ф-лы, 13 ил. | 2126345 патент выдан: опубликован: 20.02.1999 |
|
| УСТРОЙСТВО ДЛЯ ОХЛАЖДЕНИЯ И ПОДПИТКИ СВЕРХЗВУКОВОГО СОПЛА Изобретение относится к авиационным газотурбинным двигателям, используемым в силовых установках сверхзвуковых самолетов. Целью изобретения является снижение веса, повышение надежности и уменьшение сопротивления силовой установки. Устройство для охлаждения и подпитки сверхзвукового сопла силовой установки содержит воздухозаборники 1, установленные на подветренной стороне корпуса 2, выступающие из корпуса 2 во внешний поток, и воздухозаборники 3, утопленные в корпус силовой установки, которые размещены на наветренной стороне корпуса силовой установки. При этом величина отношения суммарной эффективной площади воздухозаборников, выступающих над корпусом силовой установки, к суммарной эффективной площади воздухозаборников, утопленных в корпус силовой установки, лежит в интервале 0,8-1,0. 2 ил. | 2034167 патент выдан: опубликован: 30.04.1995 |
|
| СПОСОБ ПОСАДКИ САМОЛЕТА Изобретение относится к авиационной технике, в частности к способам посадки летательных аппаратов. Целью изобретения является уменьшение величины пробега самолета при посадке и предотвращение попадания реверсивных струй и посторонних предметов, забрасываемых ими, в двигатель. При посадке самолета на высоте выравнивания включают малый реверс тяги при работе двигателей на режиме малого газа, в момент касания самолетом ВПП увеличивают режим работы двигателей до максимального реверса, одновременно с этим изменяют посадочную конфигурацию крыла до взлетной (полетной), при достижении самолетом скорости пробега, при которой отмечается попадание в двигатели реверсивных газов, снижают режим работы реверсированных двигателей до малого газа и используют его до скорости пробега самолета, соизмеримой со скоростью руления, после чего реверс тяги выключают. | 2028252 патент выдан: опубликован: 09.02.1995 |
|