Узел стыковочного конуса для дозаправки в воздухе



Узел стыковочного конуса для дозаправки в воздухе
Узел стыковочного конуса для дозаправки в воздухе
Узел стыковочного конуса для дозаправки в воздухе
Узел стыковочного конуса для дозаправки в воздухе
Узел стыковочного конуса для дозаправки в воздухе

 


Владельцы патента RU 2427505:

ФЛАЙТ РЕФЬЮЕЛЛИНГ ЛИМИТЕД (GB)

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к узлу стыковочного конуса для дозаправки в воздухе. Узел стыковочного конуса содержит приемный сопрягающий компонент, снабженный отверстием для приема, в осевом направлении, ответного стыковочного устройства, и тормозной парашют. Тормозной парашют расположен вокруг указанного компонента и содержит комплект расположенных по окружности рычагов, несущих первый купол, и второй купол, расположенный вокруг первого купола. Второй купол выполнен с возможностью изменения конфигурации под действием давления воздуха, приложенного к куполу в полете, в результате чего второй купол складывается внутрь в направлении первого купола с уменьшением за счет этого эффективной поверхности второго купола. Технический результат заключается в возможности применения стыковочного конуса в широком диапазоне воздушных скоростей. 8 з.п. ф-лы, 6 ил.

 

Область техники

Изобретение относится к узлу стыковочного конуса для дозаправки в воздухе.

Уровень техники

Стабилизирующие устройства в виде стыковочных конусов применяются для того, чтобы стабилизировать заправочный шланг, отходящий примерно горизонтально от самолета-заправщика. С их помощью обеспечивается торможение на дальнем конце заправочного шланга, необходимое для его подключения к стыковочному устройству летательного аппарата, который следует за заправщиком и должен быть дозаправлен. Это торможение служит для создания сопротивления движению стыковочного устройства по направлению вперед. Однако это сопротивление, обусловленное эффектом торможения, не должно быть слишком большим, чтобы не повредить ответное стыковочное устройство при соударении в полете со стыковочным конусом. Кроме того, чем больше торможение, тем больше энергии потребуется на то, чтобы смотать заправочный шланг по завершении дозаправки в воздухе.

Желательно обеспечить возможность использования одного и того же оборудования дозаправки в воздухе как низкоскоростных, так и высокоскоростных летательных аппаратов. Например, крейсерская скорость вертолета может соответствовать эквивалентной воздушной скорости в узлах (Knots Equivalent Airspeed, KEAS), составляющей 100-130 узлов (1 узел = 1,852 км/ч), тогда как скорость реактивного самолета при дозаправке обычно превышает 180 KEAS и может достигать 325 KEAS. Данная задача усложняется, если стыковочное оборудование снабжено тормозным парашютом, поскольку нагрузка на парашют изменяется пропорционально квадрату скорости полета. Кроме того, при высокой скорости полета возникает требование (приведенное, например, в стандарте НАТО STANNAG 3447) о том, что заправляемый аппарат должен иметь определенную геометрию в зоне ответного стыковочного устройства. Эта геометрия позволяет использовать только небольшой стыковочный конус, который не обеспечит достаточного торможения при малых скоростях.

В US 6145788 A описан узел стыковочного конуса для дозаправки в воздухе, содержащий стыковочный конус, парашют которого содержит множество треугольных несущих рычагов, распределенных по окружности. Эти рычаги несут кольцевую ленту, которая расположена по окружности вокруг их коротких сторон на их дистальном конце. По меньшей мере, каждый второй из несущих рычагов несет пластинчатые пружины, которые входят в карманы, образованные на кольцевой ленте. Пластинчатые пружины воздействуют на материал ленты в направлении, противоположном прилагаемому к нему усилию, создаваемому давлением воздуха при полете, стремясь увеличить хордовый угол и тем самым поверхность материала, воспринимающую поток воздуха. В результате эффективная поверхность парашюта стыковочного конуса в полете изменяется автоматически с превышением определенного, заранее заданного минимума, уменьшаясь при увеличении скорости воздуха, и наоборот.

Данная конфигурация оказалась эффективной при коэффициенте изменения торможения не более двух. Однако применительно к указанному выше диапазону воздушных скоростей требуется работать с коэффициентом изменения торможения, более 3. Поэтому для перекрытия данного диапазона воздушных скоростей оказалось необходимым применять различные стыковочные конуса, имеющие различные размеры.

Раскрытие изобретения

Задача, решаемая изобретением, состоит в создании компактного узла стыковочного конуса, который минимизирует интервал изменения коэффициента торможения, возникающего при проведении дозаправки в воздухе в широком диапазоне воздушных скоростей.

Согласно изобретению создан узел стыковочного конуса для дозаправки в полете, содержащий приемный сопрягающий компонент, снабженный отверстием для приема, в осевом направлении, ответного стыковочного устройства, и тормозной парашют, расположенный вокруг указанного компонента. Тормозной парашют содержит, по меньшей мере, один комплект расположенных по окружности рычагов, несущих первый купол, и второй купол, расположенный вокруг первого купола. Второй купол имеет конфигурацию, обеспечивающую возможность ее изменения под действием давления воздуха, приложенного к куполу в полете. В результате данный купол складывается внутрь в направлении первого купола с уменьшением за счет этого эффективной поверхности второго купола.

Таким образом, эффективная поверхность второго купола, взаимодействующая с воздушным потоком, автоматически изменяется, уменьшаясь при увеличении воздушной скорости, и наоборот. Это облегчает создание тормозного усилия, которое остается, по существу, стабильным при малых скоростях. Конфигурация первого из куполов также предпочтительно выполнена изменяющейся, но в интервале более высоких воздушных скоростей, чем те, которые вызывают изменение конфигурации второго купола. Это позволяет максимизировать рабочий диапазон воздушных скоростей.

Первый купол может иметь конструкцию, соответствующую тормозному парашюту известного типа, описанного выше, например рассчитанному на небольшой стандартный стыковочный конус для высоких скоростей. В этом случае второй купол может быть установлен на второй комплект несущих рычагов, расположенных по направлению полета перед первым куполом (первым парашютом), с формированием второго парашюта, окружающего первый парашют и складывающегося в направлении первого парашюта. В результате в сложенном состоянии второй парашют может накладываться на наружную поверхность первого парашюта, не увеличивая существенно размеры или объем стыковочного конуса при высоких скоростях.

Альтернативно, первый и второй купола могут быть установлены на один комплект несущих рычагов. В этом случае первый купол может известным образом отходить внутрь от несущих рычагов, а второй купол может отходить от несущих рычагов наружу, располагаясь в результате вокруг первого купола. Каждый из куполов может содержать листовой материал, закрепленный у концов несущих рычагов и перекрывающий промежутки между ними. Каждый купол желательно имеет форму кольцевой ленты из листового материала, прикрепленной, например, с помощью радиально расположенных пластинчатых пружин, к несущим рычагам на участках, взаимно смещенных по окружности на равные интервалы.

Несущие рычаги могут отжиматься наружу с помощью отжимающего средства, которое может, например, содержать пружину, установленную между основанием каждого несущего рычага и сопрягающим компонентом. Каждый из несущих рычагов может быть шарнирно связан с сопрягающим компонентом в точке шарнирного закрепления, расположенной у его основания, с обеспечением возможности качания вокруг указанной точки.

Краткое описание чертежей

Далее изобретение будет описано со ссылками на прилагаемые чертежи.

На фиг.1 узел стыковочного конуса согласно изобретению представлен в перспективном изображении, на виде сзади.

На фиг.2 узел стыковочного конуса по фиг.1 показан в продольном разрезе и со вторым парашютом в развернутом состоянии.

На фиг.3 узел стыковочного конуса по фиг.2 также показан в продольном разрезе, но со вторым парашютом в сложенном состоянии.

На фиг.4 схематично, на частичном виде спереди, в сложенном состоянии, показан второй стыковочный конус согласно другому варианту изобретения.

На фиг.5 тканевая секция стыковочного конуса по фиг.4 показана в развернутом состоянии.

На фиг.6 схематично, в продольном разрезе, показан узел стыковочного конуса согласно еще одному варианту изобретения.

Осуществление изобретения

Как показано на фиг.1 и 2, узел стыковочного конуса содержит приемную сопрягающую деталь 2 (являющуюся сопрягающим компонентом), по существу, цилиндрической формы, способную принимать своим открытым концом ответное стыковочное устройство (например приемную штангу) летящего сзади летательного аппарата. На противоположном конце 6 к сопрягающей детали 2 присоединен шланг 8 для подачи топлива и переноса его в стыковочное устройство, связанное с сопрягающей деталью 2. Вокруг отверстия 4 сопрягающей детали 2 известным образом закреплен тормозной парашют 10 известного типа. Данный парашют в этом варианте содержит расположенные по окружности несущие рычаги 12, имеющие треугольную форму и несущие, между своими короткими сторонами у вершины треугольника, первый купол 14. Купол 14 может иметь фиксированную эффективную поверхность, обращенную к потоку воздуха и создающую в полете усилие торможения. Альтернативно, он может быть установлен на пластинчатых пружинах, чтобы формировать поверхность переменной площади, как это известно из уровня техники.

Узел стыковочного конуса дополнительно содержит складывающийся парашют 16, у которого также имеется комплект расположенных по окружности рычагов 18, несущих второй купол 20. Второй купол 20 содержит кольцевую ленту из листового материала, прикрепленную к концам 21 несущих рычагов 18 на участках, взаимно смещенных по окружности на равные интервалы. Несущие рычаги 18 установлены на сопрягающей детали 2 перед тормозным парашютом 10 таким образом, чтобы располагаться вокруг данного парашюта 10 со смещением относительно него в осевом направлении. Каждый несущий рычаг 18 проведен через отверстие 19 в сопрягающей детали 2 (фиг.1). В развернутом состоянии (см. фиг.2) второй купол 20 имеет некоторую эффективную площадь поверхности, взаимодействующей в полете с потоком воздуха для создания дополнительного усилия торможения, действующего на сопрягающую деталь 2.

Как показано на фиг.2 и 3, каждый несущий рычаг 18 шарнирно закреплен на внутренней поверхности сопрягающей детали 2 посредством шарнирной опоры 22, связанной с основанием рычага 18. Это основание каждого несущего рычага 18 снабжено коротким отрезком 24, выступающим за шарнирную опору 22. К концу этого отрезка присоединен один конец пружины 26. Противоположный конец пружины 26 прикреплен к сопрягающей детали в точке, смещенной в осевом направлении назад относительно шарнирной опоры 22. В результате такого смещения каждая пружина 26 стремится сдвинуть отрезок 24 рычага 18 в осевом направлении назад относительно сопрягающей детали 2, т.е. повернуть его в шарнирной опоре 22 так, чтобы конец 21 этого рычага сместился вперед. В результате рычаги 18 отведены наружу относительно сопрягающей детали 2, так что к потоку воздуха обращена относительно большая поверхность второго купола 20.

В случае использования узла стыковочного конуса на низких скоростях складывающийся парашют 16 будет сохранять свое развернутое состояние, описанное выше, поскольку нагрузка на второй купол 20 будет недостаточной, чтобы заставить несущие рычаги 18 повернуться, преодолевая усилие со стороны пружин 26. Однако при возрастании скорости полета и, соответственно, скорости сопрягающей детали 2, например до более чем 130 KEAS, давление воздуха, воздействующее на купол 20, сможет сместить концы 21 несущих рычагов 18 назад. В результате эти рычаги 18 поворачиваются в шарнирных опорах 22, преодолевая усилие со стороны пружин 26, т.е. растягивая их и складывая парашют 16 внутрь, в направлении тормозного парашюта 10. При растянутых пружинах 26 (как это показано на фиг.3) и сложенном внутрь тормозном парашюте 16 второй купол 20 образует меньший угол с сопрягающей деталью 2, так что к воздушному потоку обращена меньшая эффективная поверхность, т.е. усилие торможения уменьшается.

В сложенном состоянии стыковочный конус имеет уменьшенный наружный диаметр. Поэтому при высоких скоростях узел стыковочного конуса приобретает контур, близкий к контуру единственного тормозного парашюта. Поэтому высокоскоростной летательный аппарат, рассчитанный на стыковку со стандартным стыковочным конусом, может иметь стыковочное устройство, согласованное по размерам со стандартным узлом стыковочного конуса жесткой конструкции. Поскольку при высоких скоростях складывающаяся часть узла стыковочного конуса согласно изобретению находится в сложенном состоянии, размеры указанного стыковочного устройства будут достаточными для приема узла согласно изобретению.

Как показано на фиг.4 и 5, складывающийся стыковочный конус может иметь конструкцию, в которой только каждый второй несущий рычаг 30 подпружинен наружу, тогда как остальные несущие рычаги 32 просто установлены шарнирным образом. Второй купол имеет чередующиеся радиально ориентированные жесткие секции 34, 36 и гибкие секции 38. Каждая жесткая секция 34, 36 прикреплена к каждому несущему рычагу 30, 32 соответственно, а гибкие секции 38 находятся между этими рычагами. В данной конструкции, когда купол сложен, граница 40 между каждой парой смежных секций образует линию складывания. В результате купол может принять форму, при которой подпружиненные рычаги 30 выступают наружу сильнее, чем неподпружиненные рычаги 32. Поэтому когда купол складывается, преодолевая действие пружин, неподпружиненные рычаги 32 складываются быстрее, так что прикрепленные к ним жесткие секции 36 накладываются на остальные жесткие секции 34, а гибкие секции 38 оказываются между ними в натянутом состоянии. При такой конструкции ткань купола не оказывается в свободном состоянии, когда стыковочный конус сложен, так что она не колышется под действием воздуха, что могло бы привести к повреждению купола.

На фиг.6 представлен альтернативный вариант изобретения, в котором второй купол 42 установлен на том же комплекте несущих рычагов 12, что и первый купол 14. Второй купол 42 содержит кольцевую ленту из листового материала, похожую на используемую в первом куполе 14, но выступающую наружу из несущих рычагов, окружая первый купол 14. Второй купол 42 установлен с возможностью сгибаться в направлении потока воздуха, занимая положение, показанное штриховыми линиями, т.е. складываясь в направлении первого купола. Например, он может быть установлен на пластинчатых пружинах, вставленных обычным образом в выполненные в куполе карманы. В данной конструкции второй купол 42 создает нагрузку на несущие рычаги 12, стремясь в присутствии потока воздуха сдвинуть их внутрь. Поэтому несущие рычаги подпружинены наружу посредством комплекта пружин 44, установленных между сопрягающей деталью 2 и, по меньшей мере, некоторыми из несущих рычагов 12 у их основания.

При использовании при низких воздушных скоростях (например, менее 100 KEAS) первый и второй купола 14, 42 находятся в положениях, изображенных на фиг.6 сплошными линиями. При этом купола имеют значительную эффективную площадь поверхности, обращенную к воздушному потоку. При возрастании воздушной скорости первый и второй купола 14, 42 смещаются в сторону положений, показанных штриховыми линиями. Купола могут достичь этих положений, например, при воздушных скоростях примерно 200 KEAS. Можно видеть, что в этих положениях к воздушному потоку обращена меньшая эффективная поверхность каждого купола. Тем самым автоматически обеспечивается, по существу, постоянное тормозящее воздействие на стыковочный конус. При этом в сложенном состоянии второй купол находится вблизи контура первого купола.

1. Узел стыковочного конуса для дозаправки в полете, содержащий приемный сопрягающий компонент, снабженный отверстием для приема, в осевом направлении, ответного стыковочного устройства, и тормозной парашют, расположенный вокруг указанного компонента и содержащий, по меньшей мере, один комплект расположенных по окружности рычагов, несущих первый купол, и второй купол, расположенный вокруг первого купола и имеющий конфигурацию, обеспечивающую возможность ее изменения под действием давления воздуха, приложенного к куполу в полете, в результате чего второй купол складывается внутрь в направлении первого купола с уменьшением за счет этого эффективной поверхности второго купола.

2. Узел по п.1, отличающийся тем, что второй купол установлен на второй комплект несущих рычагов, расположенных по направлению полета перед первым куполом.

3. Узел по п.2, отличающийся тем, что второй комплект несущих рычагов выполнен складывающимся в направлении указанного первого комплекта под действием давления воздуха, действующего в полете.

4. Узел по п.2 или 3, отличающийся тем, что первый купол адаптирован для использования при воздушных скоростях, превышающих эквивалентную воздушную скорость в узлах, составляющую 180 узлов.

5. Узел по любому из пп.1-3, отличающийся тем, что каждый из куполов содержит листовой материал, закрепленный у концов несущих рычагов и перекрывающий промежутки между ними.

6. Узел по п.5, отличающийся тем, что каждый из куполов содержит кольцевую ленту из листового материала, прикрепленную к несущим рычагам на участках, взаимно смещенных по окружности на равные интервалы.

7. Узел по любому из пп.1-3, содержащий отжимающее средство, установленное между основанием, по меньшей мере, некоторых из несущих рычагов и сопрягающим компонентом, чтобы отжимать несущие рычаги наружу.

8. Узел по п.7, отличающийся тем, что отжимающее средство содержит пружину, взаимодействующую с каждым из указанных несущих рычагов.

9. Узел по любому из пп.1-3, отличающийся тем, что каждый из несущих рычагов шарнирно связан с сопрягающим компонентом в точке шарнирного закрепления, расположенной у его основания, с обеспечением возможности качания вокруг указанной точки.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиационной техники и касается устройства агрегатов системы заправки топливом в полете, в частности конструкции приемника конуса агрегата заправки.

Изобретение относится к области авиастроения. Многофункциональный самолет содержит фюзеляж (1), консоли крыла (2), консоли цельноповоротного вертикального оперения (3), консоли цельноповоротного горизонтального оперения (4), фонарь кабины (5), горизонтальные кромки воздухозаборников двигателей (6), мелкоячеистые сетки, экранирующие устройства забора и выброса воздуха (7), боковые наклонные кромки воздухозаборников двигателей (8), устройство (9) уменьшения эффективной поверхности рассеяния (ЭПР) силовой установки и створки (10) отсека штанги дозаправки топливом в полете. Оптические датчики выполнены с возможностью поворота в неработающем состоянии тыльной стороной, с нанесенным на нее радиопоглощающем покрытием, в направлении облучающих РЛС. Антенные отсеки закрыты экранирующими диафрагмами. Плоскости антенн отклонены от вертикальной плоскости. В качестве антенн использованы конструкции агрегатов планера. Антенно-фидерная система выполнена на основе малоотражающих антенн в РЛ-диапазоне длин волн. Изобретение направлено на снижение величины РЛ-заметности. 5 ил.
Наверх