Гондолы, обтекатели, капоты силовых установок двигателей (B64D29)
B64D29 Гондолы, обтекатели, капоты силовых установок двигателей (гондолы, не отнесенные к другим группам, B64C)(139)
Изобретение относится к уплотнительному стыку (105) гондолы турбореактивного двигателя самолета, причем стык содержит буртик (115), предназначенный для установки в опоре стыка. Согласно настоящему изобретению уплотнительный стык отличается тем, что буртик содержит: удерживающий выступ (123), который проходит в направлении, по существу поперечном продольной оси (121) указанного уплотнительного стыка, причем указанный удерживающий выступ выполнен с возможностью прохождения через опору стыка, когда упомянутый уплотнительный стык установлен в его опоре, и/или уплотнительную кромку (125), которая проходит под буртиком (115) в направлении, по существу параллельном продольной оси уплотнительного стыка, и которая предназначена для сжатия на опоре стыка, когда упомянутый уплотнительный стык (105) установлен в его опоре.
Изобретение относится к воздухозаборнику двигателя летательного аппарата. Воздухозаборник содержит механизм (100) разборки, имеющий панель (110).
Изобретение относится к силовым установкам летательных аппаратов. Мотогондола винтовая летательного аппарата включает полый опорный кронштейн (1), служащий для фиксации устройства к летательному аппарату.
Изобретение относится к области аэроакустического управления неподвижными лопатками в турбомашине летательного аппарата или в испытательном стенде для такой турбомашины. Турбомашина с расположенным спереди вентилятором имеет кольцевую стенку (160), содержащую предкрылок (16), предназначенный для разделения потока на первичный поток и вторичный поток и имеющий переднюю кромку, входные направляющие лопатки, предназначенные для направления первичного потока, и выходные направляющие лопатки, предназначенные для направления вторичного потока.
Группа изобретений относится к области носовых обтекателей (НО) высокоскоростных летательных аппаратов (ВЛА), размещаемых в транспортно-пусковых контейнерах (ТПК) под условия подводного старта. НО ВЛА в ТПК закреплен пиростопорами с возможностью отделения на носовой части ВЛА, имеет выступ для упора в перестыковочное кольцо ТПК и закреплен на перестыковочном кольце с помощью срезных элементов с обеспечением герметичности с ТПК.
Изобретение относится к летательным аппаратам. Приводной блок содержит двигатель, такой как двухконтурный турбореактивный двигатель (4), и гондолу, содержащую снаружи вокруг кольцевого тракта потока свежего воздуха, сверху по потоку, воздухозаборник, боковые передние обтекатели (8), реверсор тяги, содержащий отклоняющие решетки (6) и подвижные задние обтекатели.
Изобретение относится к авиастроению. Предложена конструкция, содержащая гондолу 1 или реверсер тяги 18, при этом конструкция содержит неподвижную часть 2 и подвижную часть 3, а также она содержит: первую направляющую, предусмотренную на или в неподвижной части конструкции или подвижной части конструкции; первый электрический соединитель 13, прикрепленный к неподвижной части 2 конструкции; второй электрический соединитель 16, прикрепленный к подвижной части 3 конструкции; и каретку 6, выполненную с возможностью перемещения вдоль первой направляющей; причем каретка содержит электрический кабель 8 с замкнутой петлей, установленный в или на корпусе каретки 6 таким образом, чтобы кабель 8 с замкнутой петлей мог вращаться, причем первый электрический соединитель 13 электрически соединен с электрическим кабелем 8 с замкнутой петлей, а электрический кабель 8 с замкнутой петлей электрически соединен со вторым электрическим соединителем 16, тем самым обеспечивая электрическое соединение между неподвижной частью 2 конструкции и подвижной частью 3 конструкции.
Интегральная стойка дренажной системы для отвода текучих сред, выходящих из компонентов воздушного судна, таких как турбореактивный двигатель и фюзеляж, чтобы способствовать обнаружению текучих сред, вытекающих из указанных компонентов.
Группа изобретений относится к устройству и способу уплотнения промежутков изменяемой геометрической конфигурации в системах летательного аппарата. Летательный аппарат содержит корпус (316), уплотнение (318) и устройство (320) накопления энергии.
Изобретение относится к силовым установкам летательного аппарата. Силовая установка летательного аппарата включает в себя гондолу (2) с турбореактивным двигателем (8), поддерживаемым пилоном (3), и устройство (13) вентиляции.
Изобретение относится к гондоле турбореактивного двигателя, силовой установке, оснащенной такой гондолой, и летательному аппарату, содержащему такую силовую установку. Гондола турбореактивного двигателя летательного аппарата содержит заднюю секцию без нижнего разветвления, которая содержит систему реверса тяги, содержащую подвижный капот.
Изобретение относится к креплению капота газогенератора турбореактивных двигателей. Капот газогенератора турбореактивного двигателя содержит оболочку, состоящую из верхней и нижней по потоку частей.
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к сочленению реактивного сопла и мотогондолы летательного аппарата. Устройство для сочленения наружной поверхности реактивного сопла (2) двигателя и мотогондолы (1) летательного аппарата включает кольцо упругих элементов (3), содержащих внешние и внутренние створки, одним концом соединенные с фланцем.
Изобретение относится к аэродинамическим устройствам и приспособлениям. Головной вращающийся обтекатель летательного аппарата содержит две наклонные лопасти, имеющие небольшие загибы, которые заходят за основания наклонных лопастей, жестко скрепленные на платформе, свободновращающийся и вращательный механизм, на котором крепится платформа, которая выполнена с возможностью вращения от силового привода.
Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям элементов мотогондол вертолетов. Створка двигательного отсека мотогондолы вертолета включает в себя панель с внешней обшивкой и внутренней обшивкой.
Изобретение может быть использовано в выхлопных системах для летательных аппаратов или других транспортных средств. Выхлопная труба (118) содержит участок (215) стенки, образующей канал, имеющий впускную часть (202), выполненную с возможностью приема потока выхлопных газов, и выпускную часть (204), выполненную с возможностью выпуска потока выхлопных газов и множество гофров (F).
Изобретение относится к устройствам защиты от падания объектов внутрь авиадвигателя. Защитное устройство реактивного самолетного двигателя представляет собой полый воздухозаборник (1), герметично присоединенный своей хвостовой частью к впускному переднему соплу защищаемого двигателя.
Изобретение относится к системе крепления панели (32) на стенке (17; 52) турбомашины, причем эта система содержит гайку, предназначенную для захождения в нее винта (31) в направлении, нормальном относительно стенки (17), при этом винт (31) проходит через элемент, такой как наружная панель (32), для крепления этого элемента на стенке (17).
Изобретение относится к летательным аппаратам. Носовой обтекатель летательного аппарата (2) в транспортно-пусковом контейнере (3) состоит из днища (11) и корпуса (12), образующих разъемное соединение с обеспечением герметизации стыка.
Изобретение относится к области мониторинга оборудования летательного аппарата. Техническим результатом является расширение арсенала технических средств.
Изобретение относится к области авиации, в частности к системам крепления реверсивных устройств газотурбинных двигателей самолетов. Сигнализатор закрытого положения механизма крепления реверсивного устройства мотогондолы к газотурбинному двигателю, блокирующий закрытие створок капота мотогондолы, включает неподвижный кронштейн, расположенный на корпусе газотурбинного двигателя, подвижное звено, упор.
Изобретение относится к области авиации. Носовая часть фюзеляжа летательного аппарата включает неподвижную часть 1 и подвижную часть 2.
Картер газотурбинного двигателя содержит эндоскопическое отверстие и приспособление, установленное и закрепленное на картере, средства крепления приспособления на картере, а также заглушку и крышку. Приспособление, установленное и закрепленное на картере, содержит канал, который сообщается с эндоскопическим отверстием.
Изобретение относится к системам вентиляции. Авиационная силовая установка, содержащая двигатель, гондолу, окружающую двигатель, и систему тушения пожара, который может возникнуть в двигателе и/или в гондоле, причем эта система пожаротушения содержит средства подачи огнегасящего вещества по меньшей мере в один трубопровод распределения огнегасящего вещества, который выходит в полость двигателя и/или в полость гондолы, отличающаяся тем, что дополнительно содержит средства подачи воздуха в упомянутый по меньшей мере один трубопровод с целью вентиляции полости или полостей.
Изобретение относится к турбореактивным двигателям. Двигательная установка содержит гондолу.
Изобретение относится к конструкциям систем отвода дренажных жидкостей авиационных силовых установок, размещенных в гондолах. Патрубок (16) для отвода дренажных жидкостей для силовой установки (10) содержит полость (30) для накопления дренажных жидкостей и по меньшей мере одно отверстие (32) для выпуска жидкостей, содержащихся в накопительной полости.
Изобретение относится к силовым установкам летательных аппаратов. Устройство (110) задержания отводимых текучих сред для силовой установки содержит корпус, образующий полость (114) накопления отводимых текучих сред.
Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям гондол двигателей. Конструкция корпуса, устанавливаемая между двигателем и гондолой летательного аппарата, включает в себя обечайку, окружающую двигатель и содержащую неподвижную часть (30) и множество секторов (12А, 12В), по меньшей мере одно радиальное плечо (14), обеспечивающее соединение с гондолой, и множество средств крепления для соединения указанного множества секторов обечайки между собой или с указанным радиальным плечом.
Изобретение относится к устройству для скрепления деталей, в частности к гайкам, и направлено на устранение возможности потери гайки при использовании. Устройство скрепления двух деталей, первая из которых содержит крепежный фланец, содержащий по меньшей мере одно отверстие для прохождения резьбового стержня, установленного на второй детали или выполненного заодно с ней, и средства предупреждения потери гайки относительно фланца до ее завинчивания на резьбовом стержне.
Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям вспомогательных устройств для выполнения манипуляций с капотом гондолы турбореактивного двигателя. Вспомогательное устройство содержит коленчатую деталь (13-15), установленную на шарнире (41, 75), соосном шарниру (5, 6) соединительного элемента (4, 7).
Группа изобретений относится к области вооружения и может быть использована при проектировании и модернизации управляемых боеприпасов, включающих в свою конструкцию отделяемый на траектории носовой обтекатель.
Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к конструкции поворотных сопел турбореактивных двигателей в месте сочленения поворотного устройства сопла с мотогондолой самолета. Устройство для сочленения наружной поверхности поворотного реактивного сопла турбореактивного двигателя и мотогондолы самолета содержит кольцевой корпус с закрепленными на нем упругими элементами.
Группа изобретений относится к авиационной технике. Крыло летательного аппарата с убирающимся воздушным винтом включает передний и задний лонжерон, предкрылок, двигатель, воздушный винт, лопасти воздушного винта.
Изобретение относится к летательным аппаратам и касается конструкции турбореактивного двигателя и гондолы двигателя. Внутренняя стенка гондолы включает в себя монолитную слоистую конструкцию на основе суперпластического формообразования и диффузного связывания, Монолитная слоистая конструкция содержит сердцевину, расположенную между первым и вторым облицовочными листами с образованием слоистой конструкции.
Изобретение относится к гондоле турбореактивного двигателя, имеющей заднюю секцию, содержащую по меньшей мере одну переднюю раму (2), предназначенную для крепления к неподвижной части гондолы. Задняя секция снабжена, по меньшей мере, одним рельсом или ползуном (3).
Изобретение относится к конструкционным изделиям ИК-оптики, обеспечивающим, наряду с основной функцией пропускания излучения в требуемом спектральном диапазоне, защитные функции приборов и устройств от воздействий внешней среды.
Изобретение относится к летательным аппаратам. Пилон (30) имеет обтекаемый профиль, определяемый двумя противоположными боковыми поверхностями и продольно между передней кромкой (31) и задней кромкой (33).
Изобретение относится к газотурбинным двигателям летательного аппарата. Узел содержит газотурбинный двигатель и систему крепления двигателя к летательному аппарату.
Изобретение относится к области авиации, в частности к системам крепления систем самолета. Устройство крепления баллона содержит опоры и ленточные хомуты с замками.
Изобретение относится к области авиации, в частности к гондолам для турбореактивных двигателей. Гондола для двухконтурного двигателя содержит переднюю, среднюю и заднюю секции, наружную конструкцию с, по меньшей мере, одним капотом, смонтированным на внутренней конструкции, и, по меньшей мере, одну первую и одну вторую панели.
Изобретение относится к области авиации, в частности к гондолам авиационных двигателей. Гондола авиационного двигателя содержит неподвижную переднюю раму, капот реверсора тяги, силовые цилиндры реверсора тяги, сопло изменяемой геометрии, приводные и трансмиссионные валы.
Изобретение относится к области авиации, в частности к узлам авиационных двигателей. Узел авиационного двигателя содержит первое и второе кольца и первый и второй соединительные фланцы.
Изобретение относится к области авиации, в частности, к гондолам турбореактивных двигателей. Гондола турбореактивного двигателя содержит кожух вентилятора, переднюю раму, средство отклонения потока, реверсор тяги и усиливающую конструкцию.
Изобретение относится к области авиации, в частности к гондолам летательных аппаратов. Гондола турбореактивного двигателя содержит воздухозаборник, среднюю и заднюю секции.
Изобретение относится к области авиации, в частности к средствам крепления гондол авиационных двигателей. Узел удержания зоны сопряжения неподвижной наружной конструкцией гондолы и картера турбореактивного двигателя содержит два выступа, являющихся частями переднего по потоку конца неподвижной наружной конструкции и заднего по потоку конца картера.
Изобретение относится к области авиации, в частности к системам реверсирования тяги. Устройство крепления створок реверсора тяги содержит штангу, соединенную с неподвижным внутренним элементом при помощи упругого элемента.
Изобретение относится к авиастроению. Корпус реактивного двигателя содержит прикрепленную к держателю жесткую тонкостенную оболочку с всасывающим и реактивным соплами, по сторонам которой на участке стенки от камеры сгорания топлива до выходного отверстия реактивного сопла снаружи установлены параллельно одно над другим с наклоном по отношению к центральной оси тонкостенные ребра, создающие подъемную силу при перемещении в воздушной среде.
Изобретение относится к области авиации, в частности к гондолам турбореактивных двигателей. Гондола турбореактивного двигателя содержит подлежащий охлаждению компонент и узел охлаждения для указанного компонента.
Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям мотогондол и реверсивных устройств двухконтурных турбореактивных двигателей. Гондола летательного аппарата содержит опорную конструкцию (100, 110, 200, 300, 400, 500), снабженную устройством реверса тяги, имеющим несущую раму (45, 201, 301, 401, 501), выполненную из композитного материала.
Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям гондол турбореактивных двигателей. Гондола летательного аппарата снабжена задним узлом (1), содержащим веретенообразную внутреннюю конструкцию (11), в которой имеется одна нижняя по потоку часть (15) и одна верхняя по потоку часть (13), каждая из которых подвижно установлена с возможностью перемещения между рабочим положением, в котором указанные части соединены друг с другом, и положением техобслуживания, в котором указанные части отделены друг от друга.