WO2012102640A2 - Планер многорежимного высокоманевренного самолета - Google Patents

Планер многорежимного высокоманевренного самолета Download PDF

Info

Publication number
WO2012102640A2
WO2012102640A2 PCT/RU2011/000964 RU2011000964W WO2012102640A2 WO 2012102640 A2 WO2012102640 A2 WO 2012102640A2 RU 2011000964 W RU2011000964 W RU 2011000964W WO 2012102640 A2 WO2012102640 A2 WO 2012102640A2
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
fuselage
power
wing
longitudinal
airframe
Prior art date
Application number
PCT/RU2011/000964
Other languages
English (en)
French (fr)
Other versions
WO2012102640A3 (ru
Inventor
Александр Иванович БЛИНОВ
Александр Николаевич ДАВИДЕНКО
Юрий Аронович КОГАН
Михаил Евгеньевич ЛАПШИН
Владимир Александрович РУНИШЕВ
Михаил Юрьевич СТРЕЛЕЦ
Original Assignee
Открытое акционерное общество "ОКБ Сухого"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Открытое акционерное общество "ОКБ Сухого" filed Critical Открытое акционерное общество "ОКБ Сухого"
Priority to CN201180067229.1A priority Critical patent/CN103534168B8/zh
Publication of WO2012102640A2 publication Critical patent/WO2012102640A2/ru
Publication of WO2012102640A3 publication Critical patent/WO2012102640A3/ru

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/0009—Aerodynamic aspects
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/10—Shape of wings
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/10—Shape of wings
    • B64C3/16—Frontal aspect

Definitions

  • MULTI-MODERN HIGH-MANEURED PLANE PLAN The invention relates to aircraft heavier than air.
  • An advantageous field of application of the invention are multi-mode highly maneuverable aircraft operating both at supersonic and supersonic flight speeds.
  • the prior art glider multi-mode aircraft which contains a wing with consoles and a center section, combined with the middle part of the fuselage, plumage.
  • the fuselage includes the cockpit, compartments for fuel, equipment and landing gear.
  • the glider contains at least one turbojet engine installed in the engine nacelle located in the rear of the fuselage, with an air intake attached to it with an air supply channel behind it.
  • the frame of the glider is made with longitudinal and transverse elements bonded to the respective panels.
  • the wing consoles and the center section are made caisson, and the tail part of the fuselage and its part between the cockpit and the center section are semi-monocoque.
  • the specified glider is disclosed in utility model RU, 4109, U1, 1997.
  • the problem to which the invention is directed is to provide the necessary strength and stiffness of the frame of the airframe with a slight increase in its weight in the presence of large cutouts for cargo compartments in the lower part of the fuselage.
  • a technical result is achieved, consisting in the redistribution of stresses arising in the power elements of the airplane glider from external loads due to the rational arrangement of the power elements of the airframe skeleton.
  • the specified technical result is achieved by the fact that in the glider of a multi-mode highly maneuverable aircraft containing the fuselage and wing, the structural-power scheme of which is formed by longitudinal and transverse the power elements to which the skin is attached, forming the outer contours of the aircraft, while the fuselage includes a compartment for the cockpit, compartments for fuel, equipment and landing gear, tail unit, two nacelles located in the rear of the fuselage for turbojet engines and air intakes attached to them with air supply channels, and the wing includes consoles connected to the center section combined with the middle part of the fuselage, the structural-power scheme of the fuselage is in longitudinal In this direction, a multi-walled structure connected to a center wing formed by frames and connected by means of torque and hinge assemblies to the wing consoles, the structural-power diagram of the wing consoles in the longitudinal direction is a multi-spar structure in combination with the walls, the outer surface of the airplane glider is formed by power panels, in the lower the fuselage parts are made of large-sized longitudinal cutouts for cargo compartment
  • Power panels can be made, for example, in the form of multilayer, in particular, three-layer panels of polymer composite materials,
  • Power panels can be made entirely milled from aluminum alloy.
  • Power panels can be made welded from a titanium alloy.
  • FIG. 1 shows a glider of a multi-mode aircraft in plan view
  • FIG. 2 is a section AA of FIG. one
  • FIG. 3 is a section BB of FIG. one
  • in FIG. 4 is a section BB of FIG. one
  • in FIG. 5 is a section G-D of FIG. one
  • in FIG. 6 is a section DD of FIG. one.
  • the glider of a multi-mode highly maneuverable aircraft contains a wing consisting of two consoles 1, the head of the fuselage 2, the middle part of the fuselage 3, the air intakes 4, the tail of the fuselage 5.
  • the head of the fuselage 2 includes a cabin 6, equipment compartments 7 and niche 8 of the front landing gear.
  • In the middle part of the fuselage 3 there are fuel compartments 9, a cargo compartment 10, compartments 11 of the main landing gear and center section 12.
  • fuel compartments 13, cargo compartment 14, engine nacelles 15, and tail section 16 of the equipment are fuel compartments 13, cargo compartment 14, engine nacelles 15, and tail section 16 of the equipment.
  • Structural-structural scheme of the fuselage includes transverse and longitudinal power elements, respectively represented by fuselage frames 17 - 25 and longitudinal walls 26 - 29.
  • a set of longitudinal walls 26 - 29 passes through the entire middle 3 and tail 5 of the fuselage.
  • the center section 12 is organized in the plane of the maximum building height of the wing (section G-G) and is formed by frames 17 - 25.
  • large-sized longitudinal cuts for cargo compartments 10 and 14 are made.
  • the structural-power diagram of the cuts includes longitudinal walls 26 connected to center section frames 12.
  • the air intakes 4 and the engine nacelles 15, from the point of view of the structural power scheme, are formed by frames 17 - 25 and the lower power panels 30.
  • the structural-power diagram of the wing consoles 1 includes longitudinal and transverse power elements.
  • the longitudinal power elements of the consoles 1 are represented by spars 31, 32, 34, 35, 38, and 39 with moment nodes 40 connecting the consoles 1 to the center section 12 and walls 36, 37, 41 with hinged assemblies 42 connecting the consoles 1 to the center section 12.
  • Center section frames 12, with which by means of moment nodes 40 the spars of consoles 1 are connected, are made power.
  • the transverse power set of consoles 1 is a set of ribs 43.
  • the main force factors are its bending in the longitudinal plane of the aircraft (relative to the Z axis) from inertial and air forces and loads coming from the horizontal tail, the transverse bending from loads coming from the wing consoles 1 , and torsion.
  • FIG. 1 shows a plan view of a multi-mode highly maneuverable aircraft glider.
  • the lifting force of the wing consoles 1 is transmitted through the hinge nodes 42 and moment nodes 40 to the fuselage frames 17 - 25.
  • the specified group of frames transfers the lifting force with wings on the longitudinal walls 26 - 29 of the fuselage.
  • a set of longitudinal walls 26 - 29, passing through the entire middle 3 and tail 5 of the fuselage, allows you to reduce the gradient of the increase in bending moment (figure 5) in the cross section of the fuselage and to provide a lower level of normal stresses in the belts of the frames near the plane of symmetry of the aircraft, which, in turn, reduces the mass of frames and deformation of the fuselage in the transverse direction.
  • the cargo compartments 10, 14 are separated by a center section 12 (see figure 2).
  • the magnitude of deformations in the transverse direction — Sy in sections along the cargo compartments (section B-B, V-V, D-D).
  • the outer surface of the airframe is formed by power panels that perceive all kinds of stresses - normal and tangent.
  • Power panels can be made, for example, in the form of multilayer, in particular, three-layer panels made of polymer composite materials, or metal: integrally milled from an aluminum alloy, welded from a titanium alloy.
  • the power panels are connected to the longitudinal walls 26 - 29 and the frames of the fuselage 17 - 25, as well as the side members 31, 32, 34, 35, 38, 39 and the walls 36, 37, 41 of the wing consoles.
  • J z is the moment of inertia of the fuselage section relative to the Z axis (neutral line); y is the distance from the neutral section line to the point of the section at which the voltage is determined.
  • the multi-wall fuselage design provides the perception of torque on the fuselage.
  • the torque coming from the rear of the fuselage (differential GO deviation, HE deviation, etc.) is perceived by closed loops ⁇ ⁇ 5 ⁇ 2 , ..., ⁇ ⁇ (see Fig. 6) and transmitted to the rear center wing 23
  • the specified frame 23 transmits torque to a group of closed loops ⁇ ⁇ 5 ⁇ 2 , ..., ⁇ ,, (see figure 5 ).
  • the presence of a large number of closed loops in the fuselage section provides the fuselage with high torsional rigidity and does not require the organization of special power elements, beams, in the area of large cutouts for cargo compartments.
  • the combat survivability of the aircraft is significantly increased, since if any closed loop is damaged in accordance with formula (2), the tangential force flow is redistributed along other contours.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Tires In General (AREA)
  • Body Structure For Vehicles (AREA)
  • Pressure Welding/Diffusion-Bonding (AREA)
  • Laminated Bodies (AREA)
  • Wind Motors (AREA)

Abstract

Изобретение относится к летательным аппаратам тяжелее воздуха. Преимущественной областью применения изобретения являются многорежимные высокоманевренные самолеты, эксплуатируемые как при до-, так и сверхзвуковых скоростях полета. Задача, на решение которой направлено изобретение, заключается в обеспечения необходимой прочности и жесткости каркаса планера с незначительным увеличением его массы при наличии в нижней части фюзеляжа крупногабаритных вырезов под грузовые отсеки. При этом достигается технический результат, заключающийся в перераспределении возникающих в силовых элементах планера самолета напряжений от внешних нагрузок, за счет рационального расположения силовых элементов каркаса планера. Конструктивно-силовая схема фюзеляжа включает поперечные и продольные силовые элементы, представленные соответственно фюзеляжными шпангоутами 17 - 25 и продольными стенками 26 - 29. Набор продольных стенок 26 - 29 проходит через всю среднюю 3 и хвостовую 5 части фюзеляжа. Центроплан 12 организован в плоскости максимальных строительных высот крыла (сеч. Г-Г) и образован шпангоутами 17 - 25. В нижней части фюзеляжа выполнены крупногабаритные продольные вырезы для грузовых отсеков 10 и 14. Конструктивно-силовая схема вырезов включает продольные стенки 26, соединенные со шпангоутами центроплана 12.

Description

ПЛАНЕР МНОГОРЕЖИМНОГО ВЫСОКОМАНЕВРЕННОГО САМОЛЕТА Изобретение относится к летательным аппаратам тяжелее воздуха. Преимущественной областью применения изобретения являются многорежимные высокоманевренные самолеты, эксплуатируемые как при до-, так и сверхзвуковых скоростях полета.
Из уровня техники известен планер многорежимного самолета, который содержит крыло с консолями и центропланом, объединенным со средней частью фюзеляжа, оперение. Фюзеляж включает в себя кабину экипажа, отсеки для размещения топлива, оборудования и опор шасси. Планер содержит, по крайней мере, один турбореактивный двигатель, установленный в мотогондоле, расположенной в хвостовой части фюзеляжа, с пристыкованным к ней воздухозаборником с воздухоподводящим каналом за ним. Каркас планера выполнен с продольными и поперечными элементами, скрепленными с соответствующими панелями. Консоли крыла и центроплан выполнены кессонными, а хвостовая часть фюзеляжа и его часть между кабиной экипажа и центропланом выполнены полумонококовыми. Указанный планер раскрыт в полезной модели RU, 4109, U1, 1997 г.
В качестве недостатков известного технического решения можно указать следующее. При организации вырезов в нижней части фюзеляжа под грузовые отсеки в известной конструкции возникает необходимость в усилении вырезов дополнительными силовыми элементами, например, бимсами, что неизбежно влечет за собой значительное увеличение массы планера и ухудшение летно- технических характеристик самолета в целом.
Задача, на решение которой направлено изобретение, заключается в обеспечения необходимой прочности и жесткости каркаса планера с незначительным увеличением его массы при наличии в нижней части фюзеляжа крупногабаритных вырезов под грузовые отсеки. При этом достигается технический результат, заключающийся в перераспределении возникающих в силовых элементах планера самолета напряжений от внешних нагрузок, за счет рационального расположения силовых элементов каркаса планера.
Указанный технический результат достигается тем, что в планере многорежимного высокоманевренного самолета, содержащем фюзеляж и крыло, конструктивно-силовая схема которых образована продольными и поперечными силовыми элементами, к которым прикреплена обшивка, формирующая внешние обводы самолета, при этом фюзеляж включает отсек кабины экипажа, отсеки для размещения топлива, оборудования и опор шасси, хвостовое оперение, две расположенные в хвостовой части фюзеляжа мотогондолы для турбореактивных двигателей и пристыкованными к ним воздухозаборниками с воздухоподводящими каналами, а крыло включает консоли, соединенные с центропланом, объединенным со средней частью фюзеляжа, конструктивно- силовая схема фюзеляжа представляет собой в продольном направлении многостеночную конструкцию, соединенную с центропланом, образованным шпангоутами и соединенным посредством моментных и шарнирных узлов с консолями крыла, конструктивно-силовая схема консолей крыла в продольном направлении представляет собой многолонжеронную конструкцию в сочетании со стенками, внешняя поверхность планера самолета образована силовыми панелями, в нижней части фюзеляжа выполнены крупногабаритные продольные вырезы для грузовых отсеков, конструктивно-силовая схема которых включает продольные стенки, соединенные со шпангоутами центроплана, центроплан расположен в зоне максимальных строительных высот крыла, при этом нижние силовые панели воздухозаборников и мотогондол расположены дальше от нейтральной линии сечения фюзеляжа, а крупногабаритные продольные вырезы приближены к нейтральной линии фюзеляжа.
Силовые панели могут быть выполнены, например, в виде многослойных, в частности, трехслойных панелей из полимерных композиционных материалов,
Силовые панели могут быть выполнены цельнофрезерованными из алюминиевого сплава.
Силовые панели могут быть выполнены сварными из титанового сплава.
Изобретение поясняется чертежами, где на фиг. 1 изображен планер многорежимного самолета при вид в плане; на фиг. 2 - сечение А-А фиг. 1; на фиг. 3 - сечение Б-Б фиг. 1 ; на фиг. 4 - сечение В-В фиг. 1 ; на фиг. 5 - сечение Г- Г фиг. 1 ; на фиг. 6 - сечение Д-Д фиг. 1.
Планер многорежимного высокоманевренного самолета (далее - планер) содержит крыло, состоящее из двух консолей 1, головную часть фюзеляжа 2, среднюю часть фюзеляжа 3, воздухозаборники 4, хвостовую часть фюзеляжа 5. Головная часть фюзеляжа 2 включает в себя кабину 6, отсеки оборудования 7 и нишу 8 передней опоры шасси. В средней части фюзеляжа 3 размещены топливные отсеки 9, грузовой отсек 10, отсеки 11 основных опор шасси и центроплан 12. В хвостовой части фюзеляжа 5 расположены топливные отсеки 13, грузовой отсек 14, мотогондолы 15, хвостовой отсек 16 оборудования.
Конструктивно-силовая схема фюзеляжа включает поперечные и продольные силовые элементы, представленные соответственно фюзеляжными шпангоутами 17 - 25 и продольными стенками 26 - 29. Набор продольных стенок 26 - 29 проходит через всю среднюю 3 и хвостовую 5 части фюзеляжа. Центроплан 12 организован в плоскости максимальных строительных высот крыла (сеч. Г-Г) и образован шпангоутами 17 - 25. В нижней части фюзеляжа выполнены крупногабаритные продольные вырезы для грузовых отсеков 10 и 14. Конструктивно-силовая схема вырезов включает продольные стенки 26, соединенные со шпангоутами центроплана 12.
Воздухозаборники 4 и мотогондолы 15, с точки зрения конструктивно- силовой схемы, образованы шпангоутами 17 - 25 и нижними силовыми панелями 30.
Конструктивно-силовая схема консолей 1 крыла включает продольные и поперечные силовые элементы. Продольные силовые элементы консолей 1 представлены лонжеронами 31, 32, 34, 35, 38 и 39 с моментными узлами 40 соединения консолей 1 с центропланом 12 и стенками 36, 37, 41 с шарнирными узлами 42 соединения консолей 1 с центропланом 12. Шпангоуты центроплана 12, с которыми посредством моментных узлов 40 соединены лонжероны консолей 1, выполнены силовыми. Поперечный силовой набор консолей 1 представляет собой набор нервюр 43.
Основными силовыми факторами, исходя из которых, определяется необходимая прочность и жесткость фюзеляжа, являются его изгиб в продольной плоскости самолета (относительно оси Z) от инерционных и воздушных сил и нагрузок, приходящих с горизонтального оперения, поперечный изгиб от нагрузок, приходящих с консолей 1 крыла, и кручение.
На фиг. 1 изображена плановая проекция планера многорежимного высокоманевренного самолета. Подъемная сила консолей крыла 1 передается через шарнирные узлы 42 и моментные узлы 40 на фюзеляжные шпангоуты 17 - 25. Указанная группа шпангоутов передает подъемную силу с крыла на продольные стенки 26 - 29 фюзеляжа. Набор продольных стенок 26 - 29, проходящих через всю среднюю 3 и хвостовую 5 части фюзеляжа, позволяет снизить градиент нарастания изгибающего момента (фиг.5) в поперечном сечении фюзеляжа и обеспечить более низкий уровень нормальных напряжений в поясах шпангоутов вблизи плоскости симметрии самолета, что, в свою очередь, позволяет снизить массу шпангоутов и деформации фюзеляжа в поперечном направлении.
Кроме того, для повышения жесткости планера самолета от поперечного изгиба грузовые отсеки 10, 14 разделены центропланом 12 (см. фиг.2). Силовые шпангоуты центроплана 12, организован ого в плоскости максимальных строительных высот крыла (сеч. Г-Г), воспринимают изгибающий момента от крыла посредством моментных узлов 40. Таким образом, уменьшается величина деформаций в поперечном направлении - Sy - в сечениях по грузовым отсекам (сеч. Б-Б, В-В, Д-Д).
Внешняя поверхность планера самолета образована силовыми панелями, воспринимающими все виды напряжений - нормальных и касательных. Силовые панели могут быть выполнены, например, в виде многослойных, в частности, трехслойных панелей из полимерных композиционных материалов, или металлическими: цельнофрезерованными из алюминиевого сплава, сварными из титанового сплава. Силовые панели соединены с продольными стенками 26 - 29 и шпангоутами 17 - 25 фюзеляжа, а также лонжеронами 31, 32, 34, 35, 38, 39 и стенками 36, 37, 41 консолей 1 крыла.
Нормальные напряжения от поперечного изгиба фюзеляжа в продольной плоскости самолета воспринимаются верхними и нижними силовыми панелями фюзеляжа, при этом вырез под створки грузовых отсеков расположен ближе к нейтрально линии (ось Z) сечения самолета, чем нижние силовые панели 30 мотогондол 15 и воздухозаборников 4 (фиг. 3). В соответствии с формулой (1) - определения нормальных напряжений в сечении при изгибе - величина нормальных напряжений в нижних силовых панелях воздухозаборников 4 и мотогондол 15 выше, чем в зоне выреза под створки грузовых отсеков.
где, Mz - изгибающий момент в сечении фюзеляжа;
Jz- момент инерции сечения фюзеляжа относительно оси Z (нейтральная линия); у - расстояние от нейтральной линии сечения до точки сечения, в котором определяется напряжение.
Таким образом, основную часть нагрузки от изгиба фюзеляжа в нижней части воспринимают нижние силовые панели 30 воздухозаборников 4 и мотогондол 15.
Многостеночная конструкция фюзеляжа обеспечивает восприятие крутящего момента на фюзеляже. Крутящий момент, приходящий с хвостовой части фюзеляжа (дифференциальное отклонение ГО, отклонение ВО и т.д.) воспринимается замкнутыми контурами Ωΐ 5 Ω2, ... , Ωη (см. фиг. 6) и передается на задний центропланный шпангоут 23. Указанный шпангоут 23 передает крутящий момент на группу замкнутых контуров Ωΐ 5 Ω2, ... , Ω,,, (см. фиг.5). Наличие большого числа замкнутых контуров в сечении фюзеляжа обеспечивает фюзеляжу высокую жесткость на кручение и не требует в районе крупных вырезов под грузовые отсеки организации специальных силовых элементов - бимсов. Кроме того, значительно повышается боевая живучесть самолета, так как при повреждении любого замкнутого контура в соответствии с формулой (2) поток касательных сил перераспределяется по другим контурам.
ΜΚΡ =ΣΜ*Ρ. , (2) где,
Мкр - крутящий момент в сечении фюзеляжа
MKpj - крутящий момент в i-ом сечении фюзеляжа.
Нормальные напряжения от изгибающего момента, возникающие в консолях 1, воспринимаются в основном поясами лонжеронов 31, 32, 34, 35, 38, 39 и частично силовыми панелями. Напряжения от кручения консолей 1 крыла воспринимаются силовыми панелями и поясами нервюр 43.

Claims

ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ
1. Планер многорежимного высокоманевренного самолета, содержащий фюзеляж и крыло, конструктивно-силовая схема которых образована продольными и поперечными силовыми элементами, к которым прикреплена обшивка, формирующая внешние обводы самолета, при этом фюзеляж включает отсек кабины экипажа, отсеки для размещения топлива, оборудования и опор шасси, хвостовое оперение, две расположенные в хвостовой части фюзеляжа мотогондолы для турбореактивных двигателей и пристыкованными к ним воздухозаборниками с воздухоподводящими каналами, а крыло включает консоли, соединенные с центропланом, объединенным со средней частью фюзеляжа, отличающийся тем, что конструктивно-силовая схема фюзеляжа представляет собой в продольном направлении многостеночную конструкцию, соединенную с центропланом, образованным шпангоутами и соединенным посредством моментных и шарнирных узлов с консолями крыла, конструктивно- силовая схема консолей крыла в продольном направлении представляет собой многолонжеронную конструкцию в сочетании со стенками, внешняя поверхность планера самолета образована силовыми панелями, в нижней части фюзеляжа выполнены крупногабаритные продольные вырезы для грузовых отсеков, конструктивно-силовая схема которых включает продольные стенки, соединенные со шпангоутами центроплана, центроплан расположен в зоне максимальных строительных высот крыла, при этом нижние силовые панели воздухозаборников и мотогондол расположены дальше от нейтральной линии сечения фюзеляжа, а крупногабаритные продольные вырезы приближены к нейтральной линии фюзеляжа.
2. Планер по п. 1, отличающийся тем, что силовые панели выполнены в виде многослойных, в частности, трехслойных панелей из полимерных композиционных материалов,
3. Планер по п. 1, отличающийся тем, что силовые панели выполнены цельнофрезерованными из алюминиевого сплава.
4. Планер по п.1, отличающийся тем, что силовые панели выполнены сварными из титанового сплава.
PCT/RU2011/000964 2010-12-09 2011-12-07 Планер многорежимного высокоманевренного самолета WO2012102640A2 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201180067229.1A CN103534168B8 (zh) 2010-12-09 2011-12-07 多模式高机动性飞行器的机体

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2010150282 2010-12-09
RU2010150282/11A RU2462395C2 (ru) 2010-12-09 2010-12-09 Планер многорежимного высокоманевренного самолета

Publications (2)

Publication Number Publication Date
WO2012102640A2 true WO2012102640A2 (ru) 2012-08-02
WO2012102640A3 WO2012102640A3 (ru) 2013-01-17

Family

ID=46581324

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/RU2011/000964 WO2012102640A2 (ru) 2010-12-09 2011-12-07 Планер многорежимного высокоманевренного самолета

Country Status (3)

Country Link
CN (1) CN103534168B8 (ru)
RU (1) RU2462395C2 (ru)
WO (1) WO2012102640A2 (ru)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113200149A (zh) * 2021-05-18 2021-08-03 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所 一种基于进气道的固定翼无人机承力结构

Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2583824C2 (ru) * 2014-08-01 2016-05-10 Открытое акционерное общество "Авиационная холдинговая компания" Сухой" Сверхзвуковой самолет с внутрифюзеляжными грузовыми отсеками
CN107016183B (zh) * 2017-03-30 2021-05-28 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种飞机火灾数值模拟计算方法

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2310765A (en) * 1937-12-11 1943-02-09 Dornier Claude Aircraft structure
US5897078A (en) * 1995-12-15 1999-04-27 The Boeing Company Multi-service common airframe-based aircraft

Family Cites Families (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU4109U1 (ru) * 1996-12-10 1997-05-16 Акционерное общество открытого типа "ОКБ Сухого" Многоцелевой высокоманевренный сверхзвуковой самолет, его агрегаты планера, оборудование и системы
RU2173654C2 (ru) * 1997-12-10 2001-09-20 АООТ "ОКБ Сухого" Планер многорежимного самолета-моноплана
US7644888B2 (en) * 2002-05-15 2010-01-12 The Boeing Company High-speed aircraft and methods for their manufacture
DE60311933T3 (de) * 2002-10-10 2011-02-10 The Boeing Co., Chicago Integriertes Hochgeschwindigkeitsflugzeug und Verfahren zu dessen Herstellung
US7721995B2 (en) * 2006-12-13 2010-05-25 The Boeing Company Rib support for wing panels
RU2400402C1 (ru) * 2009-09-09 2010-09-27 Открытое акционерное общество "ОКБ Сухого" Многорежимный высокоманевренный самолет интегральной аэродинамической компоновки

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2310765A (en) * 1937-12-11 1943-02-09 Dornier Claude Aircraft structure
US5897078A (en) * 1995-12-15 1999-04-27 The Boeing Company Multi-service common airframe-based aircraft

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113200149A (zh) * 2021-05-18 2021-08-03 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所 一种基于进气道的固定翼无人机承力结构
CN113200149B (zh) * 2021-05-18 2023-04-11 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所 一种基于进气道的固定翼无人机承力结构

Also Published As

Publication number Publication date
RU2462395C2 (ru) 2012-09-27
CN103534168A (zh) 2014-01-22
CN103534168B (zh) 2016-07-06
CN103534168B8 (zh) 2016-11-02
WO2012102640A3 (ru) 2013-01-17
RU2010150282A (ru) 2012-06-20

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US9688382B2 (en) Method of constructing a fixed-wing aircraft
AU2012226306B2 (en) Diamond shaped window for a composite and/or metallic airframe
JP3342744B2 (ja) ヘリコプタのための胴体構造
US5899409A (en) Large dimension aircraft
AU2012226306A1 (en) Diamond shaped window for a composite and/or metallic airframe
CN107972843B (zh) 一种轻质、高可维护性无人机复合材料结构系统
CN107891965B (zh) 一种基于弹射起飞的无人机前起落架舱段
CN106507751B (zh) 小型无人机机身
CN102139757A (zh) 一种适用于无人机和模型飞机的构架式前中机身
US20130256451A1 (en) Aircraft having at least two aircraft fuselages and a first wing arrangement with at least two wing sections that are not connected to each other
RU2462395C2 (ru) Планер многорежимного высокоманевренного самолета
RU2557638C1 (ru) Крыло самолета
CN102849218A (zh) 一种飞机辅助动力装置安装梁
Kaur et al. Spars and stringers-function and designing
US10689091B2 (en) Tiltrotor aircraft wings having buckle zones
RU2481243C1 (ru) Крыло самолета и узел стыка его консолей
RU2443599C1 (ru) Центральная часть фюзеляжа и бимс
RU2173654C2 (ru) Планер многорежимного самолета-моноплана
RU2798303C1 (ru) Конструктивно-силовая схема планера малозаметного однодвигательного самолета
EP4151521B1 (en) An aircraft with a forward-swept wing in shoulder-wing configuration
RU2308399C1 (ru) Самолет
Lanovenko Optimization of passenger cabin structural elements of middle range narrow-body airplane
RU144453U1 (ru) Крыло самолета
Goraj Load composite structure in aeronautical engineering
EP3498591A1 (en) A composite truss beam with a sandwich web

Legal Events

Date Code Title Description
NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

122 Ep: pct application non-entry in european phase

Ref document number: 11856664

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A2