US 6095456 А, 01.08.2000. US 4013246 А, 22.03.1977. US 6126110 А, 03.10.2000. ЕР 1053937 А1, 22.11.2000. SU 849694 A1 20.09.1996. RU 93034156 A, 27.01.1997.
Изобретение относится к области авиастроения, более конкретно, к стойке крепления турбореактивного двигателя летательного аппарата. Стойка (4) оборудована жесткой конструкцией (10), содержащей продольный центральный кессон (22) и два боковых кессона (24а, 24b), неподвижно соединенные с передней частью указанного центрального кессона (22) и расположенные по обе стороны от последнего. Продольный центральный кессон (22) образован двумя боковыми панелями (30), соединенными поперечными нервюрами (23), а каждый боковой кессон (24а, 24b) содержит раму (28а, 28b, 29a, 29b, 46a, 46b). Одна из поперечных нервюр (23), образующих продольный центральный кессон (22), снабжена двумя ребрами жесткости (52а, 52b), выполненными за одно целое с этой нервюрой (23) и выступающими, соответственно, из двух боковых панелей (30) продольного центрального кессона (22) наружу. Ребра жесткости (52а, 52b) скреплены с рамами (28а, 28b, 29a, 29b, 46a, 46b) боковых кессонов (24а, 24b), соответственно. Технический результат заключается в улучшении аэродинамических свойств летательного аппарата, увеличении мощности турбореактивного двигателя и уменьшении расхода топлива. 2 н. и 15 з.п. ф-лы, 12 ил.
Поиск патентов
Получить полное описание патента