RU2539612C2 - Helicopter airframe structure - Google Patents
Helicopter airframe structure Download PDFInfo
- Publication number
- RU2539612C2 RU2539612C2 RU2013118615/11A RU2013118615A RU2539612C2 RU 2539612 C2 RU2539612 C2 RU 2539612C2 RU 2013118615/11 A RU2013118615/11 A RU 2013118615/11A RU 2013118615 A RU2013118615 A RU 2013118615A RU 2539612 C2 RU2539612 C2 RU 2539612C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- caisson
- torsion box
- walls
- zone
- fuel compartment
- Prior art date
Links
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims abstract description 19
- 238000010276 construction Methods 0.000 claims description 3
- 230000001413 cellular effect Effects 0.000 abstract description 7
- 239000000945 filler Substances 0.000 abstract description 5
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 3
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000009408 flooring Methods 0.000 description 3
- 239000002828 fuel tank Substances 0.000 description 3
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 2
- 239000012634 fragment Substances 0.000 description 2
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 2
- 230000004807 localization Effects 0.000 description 2
- 230000000712 assembly Effects 0.000 description 1
- 238000000429 assembly Methods 0.000 description 1
- 230000006835 compression Effects 0.000 description 1
- 238000007906 compression Methods 0.000 description 1
- 230000006378 damage Effects 0.000 description 1
- 230000001066 destructive effect Effects 0.000 description 1
- 230000008030 elimination Effects 0.000 description 1
- 238000003379 elimination reaction Methods 0.000 description 1
- 239000000463 material Substances 0.000 description 1
- 238000011089 mechanical engineering Methods 0.000 description 1
- 239000012528 membrane Substances 0.000 description 1
- 230000001105 regulatory effect Effects 0.000 description 1
- 230000035939 shock Effects 0.000 description 1
- 230000003068 static effect Effects 0.000 description 1
- 239000000725 suspension Substances 0.000 description 1
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 1
Images
Landscapes
- Arrangement Or Mounting Of Propulsion Units For Vehicles (AREA)
Abstract
Description
Настоящее изобретение относится к конструкции ЛА, в частности к конструкции каркаса вертолета, обеспечивающей целостность ее критических участков в аварийной ситуации.The present invention relates to the design of the aircraft, in particular to the design of the frame of the helicopter, ensuring the integrity of its critical sections in an emergency.
Известны технические решения конструкции фюзеляжа вертолета, предусматривающие такие меры.Known technical solutions for the design of the fuselage of the helicopter, providing for such measures.
В патенте США №4593870 защита критических участков конструкции, таких как пассажирская кабина, топливный отсек, решена за счет активной деформируемой зоны днища ниже уровня пола. При этом, так как силовая установка размещена над пассажирской кабиной и топливным отсеком, конструкция каркаса фюзеляжа дополнена развитой пространственной структурой силовых шпангоутов, в совокупности направленной на сохранение целостности объема пассажирской кабины и топливного отсека при восприятии инерционных нагрузок в аварийных условиях вертолета. Такая конструкция характерна для упомянутой компоновки вертолета, а именно размещения крупногабаритных и пожароопасных агрегатов над критическими участками фюзеляжа, в частности обитаемой кабины, и требует относительно больших строительных высот энергоемких элементов, так для рассматриваемого патента - деформируемой зоны днища.In US patent No. 4593870 protection of critical sections of the structure, such as a passenger cabin, fuel compartment, is solved by the active deformable zone of the bottom below the floor. At the same time, since the power plant is located above the passenger cabin and the fuel compartment, the fuselage frame design is complemented by a developed spatial structure of power frames, which together are aimed at maintaining the integrity of the passenger compartment and fuel compartment volume while perceiving inertial loads in emergency helicopter conditions. This design is characteristic of the helicopter assembly mentioned above, namely the placement of large-sized and fire-hazardous units above critical sections of the fuselage, in particular the inhabited cockpit, and requires relatively large building heights of energy-intensive elements, so for the patent under consideration - a deformable bottom area.
В патенте США №5451015 представлено общее компоновочное решение вертолета, но суть патента затрагивает техническое решение каркаса только в части целостности топливного отсека с мягким топливным баком.US Pat. No. 5,451,015 provides a general layout solution for a helicopter, but the essence of the patent affects the technical solution of the frame only in terms of the integrity of the fuel compartment with a soft fuel tank.
В патенте Европейского патентного ведомства ЕР 0508938 каркас вертолета интегрирован с опорным устройством для установки главного редуктора с ротором несущего винта.In the patent of the European Patent Office EP 0508938, the helicopter frame is integrated with a support device for mounting the main gearbox with the rotor rotor.
В патенте решается частная задача по оптимальной передаче динамических и статических нагрузок и моментов с опорного устройства на каркас вертолета, но при этом не затрагиваются вопросы целостного решения облика силового каркаса вертолета.The patent solves a particular problem of the optimal transfer of dynamic and static loads and moments from the supporting device to the helicopter frame, but it does not address the issues of a holistic solution to the appearance of the helicopter power frame.
В патенте Великобритании №1289366 изложено конструктивное решение каркаса фюзеляжа, в формировании облика которого учтены практически все основные агрегаты вертолета.In British patent No. 1289366, a constructive solution to the fuselage frame is set forth, in the formation of the appearance of which almost all the main units of the helicopter are taken into account.
Силовым остовом каркаса является кессон, расположенный по всей длине средней части фюзеляжа. Верхняя часть кессона содержит ложемент для установки главного редуктора и силовую панель, к которой крепится двигатель.The skeleton of the skeleton is a caisson located along the entire length of the middle part of the fuselage. The upper part of the box contains a lodgement for installing the main gearbox and a power panel to which the engine is mounted.
Кессон в нижней своей части продлен до днища и крепится с полом кабины и наружной обшивкой. Боковые стенки кессона над полом параллельны друг другу, а под полом расходятся. В верхней своей части кессон соединен с потолком кабины. На кессоне размещены кронштейны для крепления узлов шасси и узла внешней грузовой подвески.The caisson in its lower part is extended to the bottom and is attached with the floor of the cabin and the outer skin. The side walls of the caisson above the floor are parallel to each other, and diverge under the floor. In its upper part, the caisson is connected to the ceiling of the cabin. Brackets are placed on the caisson for attaching the chassis units and the external cargo suspension assembly.
Техническое решение по патенту №1289366 по совокупности отличительных признаков, связанных с формированием силового каркаса, наиболее близко к предлагаемому изобретению и в связи с этим принято за прототип.The technical solution according to patent No. 1289366 for the combination of distinctive features associated with the formation of the power frame is closest to the proposed invention and in this regard is taken as a prototype.
Однако известное техническое решение не отражает признаков, направленных на обеспечение целостности конструкции каркаса и защиты критических участков конструкции, например кабины, от воздействия инерционных нагрузок от агрегатов большой массы в условиях аварийной ситуации вертолета.However, the known technical solution does not reflect signs aimed at ensuring the integrity of the frame structure and the protection of critical sections of the structure, for example the cabin, from the effects of inertial loads from large mass units in an emergency situation of a helicopter.
Устранение указанных недостатков решено комплексом технических средств, интегрирующих компоновочные решения каркаса с конструкторским исполнением его элементов, подчиненных цели целостности каркаса в условиях аварийной посадки вертолета и локализации сосредоточенных инерционных нагрузок от обитаемой зоны вертолета.The elimination of these shortcomings was resolved by a set of technical means integrating the layout solutions of the frame with the design of its elements subordinate to the integrity of the frame during emergency landing of the helicopter and localization of concentrated inertial loads from the habitable zone of the helicopter.
В этом плане, настоящим изобретением предусматривается конструкция силового каркаса вертолета, способная воспринять инерционные нагрузки от авариеопасных объектов, не нагружая инерционными нагрузками обитаемой зоны вертолета или локализовать их воздействие.In this regard, the present invention provides for the construction of a helicopter power cage capable of absorbing inertial loads from accident-hazardous objects without loading with inertial loads of the helicopter’s habitable zone or localizing their impact.
Технический результат достигается тем, что силовой каркас вертолета в средней своей части содержащий кессон с ложементом крепления главного редуктора, кронштейны для узлов крепления шасси, опорный элемент для крепления двигателя, днище с продольными элементами, настилом пола кабины и наружной обшивкой, состыкованных с кессоном, последний в предлагаемом решении выполнен с параллельно разнесенными по высоте боковыми сторонами, по форме близкими к трапеции, переходящими в продольные элементы днища кабины, при этом кессон содержит первую зону, полость которой выполнена в виде топливного отсека, и вторую зону, расположенную над первой, частично образованную ложементом и служащую для размещения главного редуктора, на стороне кессона, обращенной к настилу пола кабины, жестко закреплены два силовых профилированных элемента, протяженных по всей высоте кессона, а опорный элемент для установки двигателя закреплен к противоположной от силовых профилированных элементов стороне кессона и узлы крепления двигателя на упомянутом опорном элементе расположены на расстоянии, достаточном для обеспечения целостности кессона при отрыве двигателя в случае аварийной посадки вертолета, кроме того, ложемент крепления главного редуктора выполнен в виде силовой панели с Г-образно ориентированными полками, на каждой из которых выполнены профилированные вырезы, совмещенные между собой и по форме повторяющие конфигурацию поверхности главного редуктора по месту их прилегания, при этом на горизонтальной полке силовой панели размещены узлы крепления главного редуктора, а другая полка формирует заднюю сторону кессона во второй его зоне, стенки кессона в зоне топливного отсека выполнены в виде многослойных панелей с ячеистым заполнителем, при этом днище кессона на участке топливного отсека образовано панелью с большей строительной высотой ячеистого заполнителя, чем упомянутые стенки, и ячейки заполнителя панели днища ориентированы в плоскости их наименьшей жесткости к вертикали кессона для ограничения гидравлического давления на стенки топливного отсека.The technical result is achieved in that the power frame of the helicopter in its middle part contains a caisson with a cradle for attaching the main gearbox, brackets for the chassis mounts, a support element for mounting the engine, a bottom with longitudinal elements, the floor of the cockpit and the outer skin, docked with the caisson, the last in the proposed solution, it is made with parallel sides spaced apart in height, close to the trapezoid in shape, passing into the longitudinal elements of the cab bottom, while the caisson contains the first a zone, the cavity of which is made in the form of a fuel compartment, and a second zone located above the first one, partially formed by a lodgement and serving to place the main gearbox, on the side of the caisson facing the cab flooring, two profiled power elements are rigidly fixed along the entire height of the caisson and the support element for installing the engine is fixed to the side of the box opposite to the profiled power elements and the engine mounts on the said support element are located at a distance To ensure the integrity of the caisson when the engine is torn off in the event of an emergency landing of the helicopter, in addition, the lodgement of the main gearbox is made in the form of a power panel with L-shaped oriented shelves, on each of which profiled cutouts are made that are mutually aligned and repeat the surface configuration the main gearbox at the place of their fit, while on the horizontal shelf of the power panel there are mounting units for the main gearbox, and the other shelf forms the back side of the caisson in the second its zone, the walls of the caisson in the zone of the fuel compartment are made in the form of multilayer panels with a cellular aggregate, while the bottom of the caisson in the section of the fuel compartment is formed by a panel with a greater construction height of the cellular aggregate than the mentioned walls, and the filler cells of the bottom panel are oriented in the plane of their least rigidity to the vertical of the caisson to limit hydraulic pressure on the walls of the fuel compartment.
Проведенный заявителем анализ уровня техники показал, что аналоги, характеризующиеся совокупностями признаков, тождественными всем отличительным признакам заявленного технического решения конструкции силового каркаса вертолета отсутствуют. Следовательно, заявленное техническое решение соответствует условию патентоспособности «новизна». Кроме того, из анализа уровня техники так же выявлено, что существенные признаки заявленного технического решения раннее не были использованы для достижения указанного технического результата, поэтому заявленное техническое решение соответствует условию патентоспособности «изобретательский уровень».The analysis of the prior art by the applicant showed that there are no analogues that are characterized by sets of features that are identical to all the distinguishing features of the claimed technical solution to the design of the helicopter power frame. Therefore, the claimed technical solution meets the condition of patentability "novelty." In addition, from the analysis of the prior art it was also revealed that the essential features of the claimed technical solution were not used earlier to achieve the specified technical result, therefore, the claimed technical solution meets the patentability condition “inventive step”.
Техническое решение заявленного изобретения поясняется примером со ссылкой на прилагаемые чертежи, где:The technical solution of the claimed invention is illustrated by example with reference to the accompanying drawings, where:
- на фиг.1 показано схематическое изображение средней части каркаса фюзеляжа вертолета с установленными главным редуктором и двигателем;- figure 1 shows a schematic illustration of the middle part of the frame of the fuselage of the helicopter with the main gearbox and engine;
- на фиг.2 показано перспективное изображение силового каркаса;- figure 2 shows a perspective image of the power frame;
- на фиг.3-показано перспективное изображение второй зоны кессона с ложементом установки главного редуктора;- figure 3 shows a perspective image of the second zone of the box with the cradle of the installation of the main gear;
- на фиг.4 показано размещение управления на кессоне;- figure 4 shows the placement of the control on the box;
- на фиг.5 показано поперечное сечение первой зоны кессона (зоны топливного отсека);- figure 5 shows a cross section of the first zone of the caisson (zone of the fuel compartment);
- на фиг.6 показан фрагмент днища кессона (топливного отсека);- figure 6 shows a fragment of the bottom of the caisson (fuel compartment);
- на фиг.7 показан кессон в условиях аварийной посадки вертолета;- figure 7 shows the caisson in the emergency landing of the helicopter;
- на фиг.8 показан фрагмент D фиг.6.- Fig. 8 shows a fragment D of Fig. 6.
На фиг.1 представлена средняя часть фюзеляжа, силовой каркас которой содержит кессон 1, выполненный с параллельно разнесенными по высоте боковыми сторонами 2, по форме близкими к трапеции. К кессону 1 примыкает кабина 3 (показано условно) и боковые стороны 2 кессона 1 в своем продолжении формируют продольные элементы 4, 5 днища 6 кабины 3 под настилом пола 7. Кессон 1 технологически содержит первую зону 8, полость которой выполнена в виде топливного отсека для размещения в нем мягкого топливного бака 9 (показан условно), и вторую зону 10, расположенную над первой зоной 8. Зона 10 частично образована ложементом 11 и служит для размещения главного редуктора 12. Ложемент 11 выполнен в виде силовой панели с Г-образно ориентированными полками 13, 14, в виде профилированных панелей. На каждой из полок выполнены профилированные вырезы 15, 16, совмещенные между собой и по форме повторяющие соответствующую конфигурацию поверхности посадочных поясов 17, 18 главного редуктора 12 по месту прилегания, образуя своеобразное ложе.Figure 1 shows the middle part of the fuselage, the power frame of which contains a
На стороне 19 кессона 1, обращенной к настилу пола 7, жестко закреплены два силовых профилированных элемента 20, 21, протяженных по всей высоте кессона 1. Профилированные силовые элементы 20, 21 образуют нишу, в которой к упомянутым элементам крепится проводка управления вертолетом в виде тяг 22 и качалок 23. Профилировка верхних частей элементов 20, 21 совместно с кронштейном 24 под установку качалок 23 образуют силовой швелерообразный контур, обеспечивающий необходимую жесткость крепления качалок 23 в зоне главного редуктора 12, что положительно сказывается на уменьшение люфтов в цепи управления. Узлы 25 крепления главного редуктора 12 (в рассматриваемом примере их четыре) организованы на полке 13 ложемента 11 и выполнены фланцевого типа. А на главном редукторе 12 ответные узлы 26 размещены над посадочным поясом 17. Полка 14 ложемента 11 формирует заднюю сторону кессона 1 в его зоне 10. К противоположной от профилированных элементов 20, 21 стороне кессона 1, в зоне 8, закреплен опорный элемент 27 с узлами 28, 29 для крепления двигателя 30. Упомянутые узлы на опорном элементе 27 расположены, как показано на фиг. 7, на удалении L, достаточном для обеспечения целостности кессона 1 при отрыве двигателя 30 в результате разрушения узлов 28, 29 или прилегаемой к ним конструкции опорного элемента 27 в случае аварийной посадки вертолета.On the
Со стороны крепления опорного элемента 27 на кессоне 1 имеются кронштейны 31 для задних узлов крепления шасси (условно не показано). Кронштейны 32 для передних узлов крепления шасси размещены на продольных элементах 4, 5 днища 6.On the side of the mounting of the
В зоне 8 (зона топливного отсека) стенки 33, 34, 35, 36 кессона 1 выполнены в виде многослойных панелей с ячеистым заполнителем 37. Упомянутые панели жестко скреплены по торцам, что повышает их равнопрочность при воздействии гидродинамического давления изнутри отсека благодаря «мембранному» эффекту при деформации стенок. Днище кессона 1 образовано многослойной панелью 38, в которой ячеистый заполнитель 39 имеет большую строительную высоту, чем у стенок 33, 34, 35, 36, и ячейки заполнителя 39 ориентированы в плоскости их наименьшей жесткости к вертикали 40 кессона 1.In zone 8 (the fuel compartment zone), the
Панель 38 крепится посредством своей наружной несущей поверхности 41, выполняющей роль наружной обшивки в зоне кессона 1.The
Такая конструкция зоны 8 кессона 1 обеспечивает целостность мягкого топливного бака 9 при местной потери устойчивости стенок 33, 34, 35, 36 в аварийных условиях вертолета, так как внутренний несущий слой 42 упомянутых стенок от сжимающих ударных нагрузок на кессон 1, как правило (см. В.Ф. Панин, Ю.А. Гладков «Конструкции с заполнителем» (справочник).- М.: Машиностроение, 1991, стр.59), вминается в ячеистый заполнитель 37 и этим не образует острых кромок, способных разрушить оболочку мягкого бака 9.This design of
Снижение гидравлического давления топлива в мягком баке 9 при потере устойчивости стенками 33, 34, 35, 36 кессона 1 обеспечивается панелью 38, которая выполняет функцию буфера, обеспечивая за счет низкой жесткости ячеистого заполнителя 39 его смятие и соответственно частичного восполнения объема топливного отсека.The decrease in the hydraulic pressure of the fuel in the
При решении силового каркаса в соответствии с настоящим изобретением, геометрическая форма кессона 1, его конструкция, усиленная протяженными по высоте профилированными силовыми элементами 20, 21 в зоне передних узлов 25 крепления главного редуктора 12 и размещения двигателя 30 вне пределов кессона 1, позволяет в регламентированных Авиационными правилами аварийных условиях (см. Авиационные правила, часть 27 или часть 29, §27.561 или §29.561, стр.25 или стр.29 соответственно) обеспечить дифференцированное распределение или локализацию инерционных нагрузок (перегрузок) по конструкции кессона.When solving the power frame in accordance with the present invention, the geometrical shape of the
Инерционные нагрузки Рх, Ру в местах установки главного редуктора и двигателя в аварийных условиях посадки вертолета могут достигать 12g. В этом плане, силовые профилированные элементы 20, 21 закрепленные к кессону 1, как показано на фиг.2, работают практически в условиях близкого к чистому сжатию от инерционной нагрузки Ру и этим отодвигают условия местной потери устойчивости стенок кессона 1 из-за более позднего наступления порога разрушающих напряжений, которые в этом случае можно оценить на ~ 30% … 40% больше временного сопротивления материала (см. С.Н. Кан, И.А. Свердлов «Расчет самолета на прочность».- М.: Машиностроение, 1966, стр.62).The inertial loads P x , P y at the installation sites of the main gearbox and engine under emergency conditions of helicopter landing can reach 12 g . In this regard, the
Выполнение зоны 10 кессона 1 в виде ложемента 11 обеспечивает глубокую посадку редуктора 12 в кессон 1, снижая этим величину продольного момента от действия инерционной нагрузки Рх.The execution of the
В свою очередь, выполнение боковых сторон 2 кессона 1 по форме близкой к трапеции, как известно (см. стр.108 вышеупомянутого «Расчета самолета на прочность»), позволяет несколько разгрузить от действия нагрузки Рх основание боковых сторон 2 в зоне перехода их в продольные элементы 4, 5 днища 6. Разгрузка основания боковых сторон 2 кессона, как показывают расчеты, в зависимости от конфигурации трапеции может достигать 20% … 30%.In turn, the execution of the
Заявленная конструкция силового каркаса внедрена в фюзеляж разрабатываемого компанией вертолета и ведется выпуск ее конструкторской документации.The claimed design of the power frame is introduced into the fuselage of the helicopter being developed by the company and its design documentation is being produced.
Claims (2)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2013118615/11A RU2539612C2 (en) | 2013-04-23 | 2013-04-23 | Helicopter airframe structure |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2013118615/11A RU2539612C2 (en) | 2013-04-23 | 2013-04-23 | Helicopter airframe structure |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2013118615A RU2013118615A (en) | 2014-10-27 |
| RU2539612C2 true RU2539612C2 (en) | 2015-01-20 |
Family
ID=53288657
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2013118615/11A RU2539612C2 (en) | 2013-04-23 | 2013-04-23 | Helicopter airframe structure |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2539612C2 (en) |
Families Citing this family (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN114013624A (en) * | 2021-12-27 | 2022-02-08 | 上海喆航航空科技有限公司 | Light helicopter body |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB1289366A (en) * | 1969-08-26 | 1972-09-20 | ||
| US5454015A (en) * | 1994-08-01 | 1995-09-26 | Rockwell International Corporation | Adaptive timing recovery with gain adjustment |
| EP0581626B2 (en) * | 1992-07-22 | 2003-07-02 | Eurocopter | Helicopter fuselage structure |
| RU2278059C1 (en) * | 2004-12-24 | 2006-06-20 | Открытое акционерное общество "Камов" | Helicopter fuselage |
| RU76631U1 (en) * | 2008-05-08 | 2008-09-27 | Закрытое акционерное общество "АВИА-ПРОЕКТ" | EASY MULTI-PURPOSE HELICOPTER |
| RU2343089C2 (en) * | 2007-01-15 | 2009-01-10 | Открытое акционерное общество "Камов" | Support for installation of main reduction gear with rotor |
-
2013
- 2013-04-23 RU RU2013118615/11A patent/RU2539612C2/en active
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB1289366A (en) * | 1969-08-26 | 1972-09-20 | ||
| EP0581626B2 (en) * | 1992-07-22 | 2003-07-02 | Eurocopter | Helicopter fuselage structure |
| US5454015A (en) * | 1994-08-01 | 1995-09-26 | Rockwell International Corporation | Adaptive timing recovery with gain adjustment |
| RU2278059C1 (en) * | 2004-12-24 | 2006-06-20 | Открытое акционерное общество "Камов" | Helicopter fuselage |
| RU2343089C2 (en) * | 2007-01-15 | 2009-01-10 | Открытое акционерное общество "Камов" | Support for installation of main reduction gear with rotor |
| RU76631U1 (en) * | 2008-05-08 | 2008-09-27 | Закрытое акционерное общество "АВИА-ПРОЕКТ" | EASY MULTI-PURPOSE HELICOPTER |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2013118615A (en) | 2014-10-27 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN103158853B (en) | Aircraft nose structure and the aircraft with this Aircraft nose structure | |
| CN103158854B (en) | Aircraft nose structure | |
| RU2438922C2 (en) | Aircraft fuselage floor structural set | |
| US9290259B2 (en) | Aircraft nose with cockpit and avionics bay modules integrated therein | |
| US9162745B2 (en) | Aircraft with an integrated energy-absorbing deformation structure and aircraft with such a fuselage | |
| US20140175223A1 (en) | Aircraft front portion having an improved landing gear bay | |
| US20100163669A1 (en) | Super aircraft structrue | |
| US10577074B2 (en) | Aircraft monument having a secondary security door | |
| US9517831B2 (en) | Rotary wing aircraft airframe | |
| US20180016010A1 (en) | Large self-carrying monument assembly for an aircraft and an aircraft having such a monument assembly | |
| RU2698604C2 (en) | Vehicle | |
| DE102008024509A1 (en) | Integrated acoustic decoupling in a residence module | |
| CN105730671B (en) | Aircraft rear structure | |
| CN106976544A (en) | Airship pod structure | |
| CN102139757A (en) | Framed front center fuselage suitable for unmanned plane and model plane | |
| RU2539612C2 (en) | Helicopter airframe structure | |
| RU2440278C1 (en) | Fuselage floor bearing carcass and its support beam | |
| CN101213130B (en) | Fixing device for a seat rail on a floor and aircraft equipped with such a fixing device | |
| US11542010B2 (en) | Aircraft portion comprising a suspended item of furniture equipment | |
| RU2324622C2 (en) | Fuselage of light helicopter | |
| CN109131825B (en) | Integral frame structure of front fuselage of airplane | |
| RU218285U1 (en) | FUSELAGE OF A LIGHT MULTI-PURPOSE HELICOPTER | |
| KR101763892B1 (en) | A rotorcraft fuselage structure incorporating a load-bearing middle floor | |
| KR101979709B1 (en) | Cockpit for pilot boarded robot | |
| KR101979708B1 (en) | Cockpit for pilot boarded robot |