КОНСТРУКТИВНО-СИЛОВАЯ СХЕМА ХВОСТОВОЙ ЧАСТИ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА Российский патент 2023 года по МПК B64C1/26 

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к конструктивно-силовым схемам летательных аппаратов, и более конкретно к конструктивно-силовой схеме хвостовой части планера однодвигательного летательного аппарата.

Для обеспечения необходимой жесткости конструктивно-силовой схемы хвостовой части летательного аппарата используется большое количество нижних съемный шпангоутов, которые при необходимости доступа к мотоотсеку подлежат демонтажу. Кроме того, также для обеспечения необходимой жесткости используется несколько капотов, которые выполняются с поперечными и продольными ребрами.

Их уровня техники известны различные варианты исполнения конструктивно-силовых схем планеров летательных аппаратов.

Например, из источника RU 2286922 С1, опубликованного 10.11.2006, известен летательный аппарат, в котором для установки силовой установки используется способ монтажа двигателя, заключающийся в расстыковке фюзеляжа на носовую и хвостовую части, установку и регулировку двигателя в носовой части и дальнейшую стыковку хвостовой и носовой частей фюзеляжа.

Однако, данная конструкция фюзеляже летательного аппарата не обеспечивает достаточную жесткость его конструкции, а также отсутствие возможности удобного доступа к мотоотсеку при его эксплуатации и обслуживании.

Таким образом, задачей заявленного изобретения является устранение недостатков известного уровня техники.

Техническим результатом, на достижение которого направлено заявленное изобретение, является повышение жесткости конструктивно-силовой схемы в хвостовой части летательного аппарата с одновременным максимальным и быстрым доступом к мотоотсеку самолета.

Заявленный технический результат полностью достигается заявленной в независимом пункте формулы совокупностью существенных признаков.

Конструктивно-силовая схема хвостовой части летательного аппарата содержит правую и левую хвостовые балки, верхние шпангоуты, мотоотсек и капот. Правая и левая хвостовые балки выполнены зеркальными и содержат внутренние стороны, верхние стороны, нижние стороны, торцевые стороны и кромочные стороны. Внутренние стороны расположены параллельно друг другу и имеют высоту, равную максимальной высоте хвостовых балок и своими верхними сторонами соединены верхними дугообразными шпангоутами, ограничивая с верхней и боковой сторон мотоотсек, проем в который образован нижними краями внутренних сторон и кромочными сторонами, которые отходят вниз от нижних сторон хвостовых балок. На одной из кромочных сторон при помощи кронштейнов навески шарнирным образом навешен единственный капот мотоотсека, который выполнен с длинными и короткими сторонами, вдоль обоих длинных сторон которого расположены замки фиксации капота в закрытом положении.

Торцевые стороны предназначены для фиксации оперения и крыльев.

Хвостовые балки выполнены из шпангоутов, продольных силовых элементов и обшивки.

Далее более подробно заявленное изобретение поясняется чертежами, на которых:

На фиг. 1 представлена конструктивно-силовая схема хвостовой части летательного аппарата в общем виде.

На фиг. 2 представлен поперечный разрез хвостовой части летательного аппарата.

На фиг. 3 представлен капот мотоотсека.

Заявленная конструктивно-силовая схема хвостовой части летательного аппарата содержит правку (1) и левую (2) хвостовые балки, расположенные зеркально относительно плоскости продольного сечения фюзеляжа самолета, верхние шпангоуты (3), мотоотсек (4) и капот (5) мотоотсека (4).

Каждая хвостовая балка (1 и 2) содержит внутренние стороны (31 и 32), верхние стороны (41 и 42), нижние стороны (51 и 52), торцевые стороны (61 и 62) и кромочные стороны (71 и 72).

Торцевые стороны (61 и 62) хвостовых балок предназначены и имеют соответствующую конфигурацию и приспособления для крепления крыльев и оперения.

Кромочные стороны (71 и 72) отходят вниз от нижних сторон (51 и 52) хвостовых балок (1 и 2) и совместно с нижними краями внутренних сторон (31 и 32) образуют проем мотоотсека (4).

Внутренние стороны (31 и 32) хвостовых балок (1 и 2) обращены друг к другу, расположены параллельно друг другу и имеют высоту, равную максимальной высоте хвостовых балок (1 и 2). Верхние части внутренних сторон (31 и 32) соединены между собой верхними дугообразными шпангоутами (3), которые совместно с внутренними сторонами (31 и 32) хвостовых балок (1 и 2) образуют мотоотсек (4). Приведенная конструкция хвостовых балок обеспечивает увеличение их контура.

На одной из кромочных сторон (в приведенном на чертежах варианте правой хвостовой балки) при помощи кронштейнов (6) навески шарнирным образом навешен капот (5) мотоотсека (4). Капот (5) выполнен с длинными и короткими сторонами, на одной из длинных сторон капота (5) размещены кронштейны (6) навески, а вдоль обоих длинных сторон капота (5) выполнены замки (7) фиксации капота в закрытом положении, которые воспринимают усилия в направлении Y и Z (см. фиг. 3). Усилие в направлении X воспринимается одним из кронштейнов навески капота. На фиг. 3 позицией (100) обозначено направление полета летательного аппарата.

Приведенная форма хвостовых балок обеспечивает повышение жесткости конструкции, что позволяет не включать капот в расчетную схему и исключить его нагружение при общем изгибе фюзеляжа, снижая тем самым массу изделия в целом, а также уменьшить количество замков крепление капота.

За счет приведенной конструкции хвостовых балок фюзеляжа летательного аппарата также устранена необходимость размещения дополнительных нижних съемных шпангоутов, обеспечивающих жесткость конструкции.

Таким образом, заявленная конструктивно-силовая схема хвостовой части летательного аппарата обеспечивает повышение жесткости конструктивно-силовой схемы в хвостовой части летательного аппарата с одновременным максимальным и быстрым доступом к мотоотсеку самолета.

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к конструктивно-силовым схемам летательных аппаратов, и более конкретно к конструктивно-силовой схеме хвостовой части планера однодвигательного летательного аппарата. Конструктивно-силовая схема хвостовой части летательного аппарата содержит правую и левую хвостовые балки, верхние шпангоуты, мотоотсек и капот. Правая и левая хвостовые балки выполнены зеркальными и содержат внутренние стороны, верхние стороны, нижние стороны, торцевые стороны и кромочные стороны. Внутренние стороны расположены параллельно друг другу и имеют высоту, равную максимальной высоте хвостовых балок, и своими верхними сторонами соединены верхними дугообразными шпангоутами, ограничивая с верхней и боковой сторон мотоотсек, проем в который образован нижними краями внутренних сторон и кромочными сторонами, которые отходят вниз от нижних сторон хвостовых балок. На одной из кромочных сторон при помощи кронштейнов навески шарнирным образом навешен единственный капот мотоотсека, который выполнен с длинными и короткими сторонами, вдоль обоих длинных сторон которого расположены замки фиксации капота в закрытом положении. Техническим результатом является повышение жесткости конструктивно-силовой схемы в хвостовой части летательного аппарата с одновременным максимальным и быстрым доступом к мотоотсеку самолета. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

1. Конструктивно-силовая схема хвостовой части летательного аппарата, содержащая правую и левую хвостовые балки, верхние шпангоуты, мотоотсек и капот, отличающаяся тем, что правая и левая хвостовые балки выполнены зеркальными и содержат внутренние стороны, верхние стороны, нижние стороны, торцевые стороны и кромочные стороны, причем внутренние стороны расположены параллельно друг другу и имеют высоту, равную максимальной высоте хвостовых балок, и своими верхними сторонами соединены верхними дугообразными шпангоутами, ограничивая с верхней и боковой сторон мотоотсек, проем в который образован нижними краями внутренних сторон и кромочными сторонами, которые отходят вниз от нижних сторон хвостовых балок, кроме того, на одной из кромочных сторон при помощи кронштейнов навески шарнирным образом навешен единственный капот мотоотсека, который выполнен с длинными и короткими сторонами, вдоль обоих длинных сторон которого расположены замки фиксации капота в закрытом положении.

2. Конструктивно-силовая схема хвостовой части летательного аппарата по п. 1, отличающаяся тем, что торцевые стороны предназначены для фиксации оперения и крыльев.

3. Конструктивно-силовая схема хвостовой части летательного аппарата по п. 1, отличающаяся тем, что хвостовые балки выполнены из шпангоутов, продольных силовых элементов и обшивки.