Конус-датчик топлива агрегата заправки



Конус-датчик топлива агрегата заправки
Конус-датчик топлива агрегата заправки
Конус-датчик топлива агрегата заправки

 


Владельцы патента RU 2436713:

Открытое акционерное общество "Научно-производственное предприятие "Звезда" имени академика Г.И. Северина" (RU)

Изобретение относится к области авиации, в частности к конусу-датчику топлива агрегата заправки. Конус-датчик состоит из шарового шарнира и корпуса с аэродинамическим конусом. На конической части шарового шарнира выполнен ряд сквозных прямоугольных пазов. На перемычках между пазами установлены тензорезисторы, включенные в измерительную схему, выход которой подсоединен к блоку памяти, корпус которого закреплен на входящей внутрь шарового шарнира втулке. Технический результат заключается в обеспечении возможности измерения усилий, действующих на конус-датчик топлива в полете. 3 ил.

 

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам дозаправки летательных аппаратов топливом в полете по типу «шланг-конус».

Известен конус-датчик топлива агрегата заправки, содержащий корпус, шаровой шарнир, стабилизирующий аэродинамический конус (Патент РФ №1778983, приоритет 02.09.1980 г.).

В процессе разработки и модернизации систем дозаправки летательных аппаратов топливом в полете возникла необходимость определения усилий, действующих на конус-датчик топлива при воздействии на него аэродинамических сил. При этом необходимо, чтобы датчик, измеряющий эти усилия, был встроен в существующий конус-датчик без изменения его конструктивных размеров и функциональных характеристик.

Недостатком прототипа является невозможность измерения усилий, действующих на конус-датчик топлива в полете.

Задачей изобретения является измерение усилий, действующих на конус-датчик в полете при воздействии на него аэродинамических сил.

Поставленная задача решается конусом-датчиком топлива агрегата заправки, в котором на конической части шарового шарнира выполнен ряд сквозных прямоугольных пазов, на перемычках между пазами установлены тензорезисторы, включенные в измерительную схему, внутри шарового шарнира установлена втулка, а выход измерительной схемы подключен ко входу блока памяти, корпус которого проходит сквозь паз и закреплен на наружной поверхности втулки.

Заявляемое устройство представлено на чертежах.

Фиг.1 представляет общий вид конуса-датчика топлива, позволяющего измерять требуемые усилия.

Фиг.2 представляет увеличенную измерительную часть конуса-датчика топлива.

Фиг.3 представляет сечение датчика по Б-Б.

Заявляемое устройство состоит из корпуса 1, шарового шарнира 2, стабилизирующего аэродинамического конуса 3 (фиг.1), втулки 4, уплотнительных колец 5, блока памяти 6 (фиг.2), тензорезисторов 7, установленных на перемычках 8 между сквозными прямоугольными пазами 9, выполненных на конической части шарового шарнира (фиг.3).

Конус-датчик топлива при воздействии растягивающих его аэродинамических сил, действующих на стабилизующий аэродинамический конус 3, деформируют перемычки 8 на конической части шарового шарнира 2, заставляя их изгибаться. При этом тензорезисторы 7 меняют свое электрическое сопротивление и на выходе измерительной схемы появляется сигнал, который регистрируется блоком памяти 6, показания которого считываются после полета.

При протекании топлива внутри конуса-датчика втулка 4, вставленная в корпус шарового шарнира, не позволяет топливу вытекать через пазы 9. Сама же втулка 4 герметизируется уплотнительными кольцами 5, которые не препятствуют деформации перемычек 8.

Корпус блока памяти 6 вставлен через паз 9 и закреплен на втулке 4 таким образом, что он не выходит за габариты шарового шарнира.

Таким образом, решается задача создания устройства, позволяющего осуществить измерение усилий, действующих на конус-датчик в полете при воздействии на него аэродинамических сил.

Конус-датчик топлива, состоящий из шарового шарнира и корпуса с аэродинамическим конусом, отличающийся тем, что на конической части шарового шарнира выполнен ряд сквозных прямоугольных пазов, на перемычках между пазами установлены тензорезисторы, включенные в измерительную схему, выход которой подсоединен к блоку памяти, корпус которого закреплен на входящей внутрь шарового шарнира втулке.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к узлу стыковочного конуса для дозаправки в воздухе. .
Изобретение относится к летательным аппаратам легче воздуха. .

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к устройствам для соединения в полете летательного аппарата с дозаправочным устройством самолета-заправщика.

Изобретение относится к авиационной технике. .

Изобретение относится к аэродромным автотопливозаправщикам, предназначенным для заправки летательных аппаратов (ЛА). .

Изобретение относится к стабилизирующим тормозным устройствам, которые применяются для стабилизации заправочных шлангов, отходящих примерно горизонтально от самолета-заправщика.

Изобретение относится к стабилизирующим тормозным устройствам, которые применяются для стабилизации заправочных шлангов, отходящих примерно горизонтально от самолета-заправщика.

Изобретение относится к авиаприборостроению и может быть использовано для измерения массового запаса топлива на борту маневренного самолета. .

Изобретение относится к авиационной технике, a именно к конструкциям самолетов-заправщиков. .

Изобретение относится к средствам заправки топливом в полете и предназначено для реализации на самолете-заправщике, оборудованном подвесным агрегатом заправки. .

Изобретение относится к области авиационной техники, а именно к приемнику топлива

Изобретение относится к средствам военной техники и предназначено для использования при поражении в движении бронированных объектов и низкоскоростных воздушных целей на дальностях до десяти километров

Изобретение относится к области авиации, в частности к конус-датчику агрегата заправки топливом в полете

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.

Изобретение относится к авиационной технике, а именно - к подвесным агрегатам заправки (ПАЗ), обеспечивающим дозаправку летательных аппаратов топливом в полете. Задачей изобретения является улучшение эксплуатационных характеристик системы управления ПАЗ для повышения уровня автоматизации и упрощения процесса заправки. Система управления подвесного агрегата заправки состоит из блока программного управления подвесного агрегата заправки и блока связи с исполнительными устройствами подвесного агрегата заправки. В состав системы дополнительно введены блок входного преобразователя уровня сигналов, блок мультиплексора, двунаправленный канал связи с системами диагностики, канал связи с бортовыми системами, а в блок связи с исполнительными устройствами дополнительно введены блок электронных ключей и блок выходного преобразователя уровня сигналов, причем выход входного преобразователя уровня сигналов подключен к входу блока мультиплексора, выход блока мультиплексора подключен к первому входу блока программного управления, а второй вход блока программного управления доступен для ввода сигналов по каналу связи с системами диагностики, не входящими в систему управления подвесного агрегата заправки, первый выход блока программного управления подключен к блоку электронных ключей блока связи с исполнительными устройствами, второй выход блока программного управления соединен с помощью канала связи с бортовыми системами самолета с внешним приемником информации, не входящим в систему управления подвесного агрегата заправки, а выход блока электронных ключей блока связи с исполнительными устройствами подсоединен к входу блока выходного преобразователя уровня сигналов управления. 1 ил.

Изобретение относится к управляемым агрегатам заправки летательных аппаратов топливом в полете. При стабилизации конуса в трех перпендикулярных осях симметрии конуса направлениях выдуваются струи, интенсивность которых задается как линейная функция скорости и смещения конуса в соответствующем направлении. Для определения которых устанавливают акселерометры в двух взаимно перпендикулярных плоскостях и микропроцессор, который по измеренным акселерометрами ускорениям вычисляет изменяющиеся во времени скорость и перемещение конуса, по которым определяет реактивные силы струй в двух взаимно перпендикулярных плоскостях, необходимые для коррекции положения конуса и в соответствии со значениями этих сил выдает сигнал на изменение параметров струй. Достигается стабилизация конуса агрегата заправки.

Изобретение относится к области управления подвесными агрегатами заправки. Система управления ПАЗ содержит систему обогрева, включающую в себя датчик температуры (1), блок управления (3) обогревом и нагревательный элемент (4). Блок автоматики (2) дополнительно оснащен входом для ввода сигнала температуры и каналом для подвода обогрева. Первый выход датчика температуры (1) подключен к входу блока автоматики (2). Второй выход датчика температуры (1) подключен к входу блока управления обогревом (3). Выход блока управления обогревом (3) подключен к входу нагревательного элемента (4). Выход нагревательного элемента (4) подключен к входу блока автоматики (2), предназначенному для подвода обогрева. Достигается повышение надежности. 2 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам дозаправки летательных аппаратов топливом в полете. Конус-датчик агрегата заправки топливом в полете содержит шаровой шарнир, корпус, аэродинамический конус и тензорезисторы. Корпус закреплен с возможностью поворота на шаровом шарнире. Тензорезисторы установлены на перемычках в сквозных прямоугольных пазах в теле охватывающей шаровой шарнир части стабилизирующего конуса. Тензорезисторы включены в измерительную схему. Достигается повышение точности измерения усилия, действующего на конус. 3 ил.

Изобретение относится к авиастроению. Способ полета группы самолетов включает взлет и полет основного боевого самолета и взлет самолета с компьютерным управлением со своим боевым комплектом. В хвостовой части основного боевого самолета закрепляют первый фиксатор с возможностью передачи по нему информационных сообщений и второй фиксатор с возможностью пополнения углеводородами самолета уменьшенных размеров с компьютерным управлением. После взлета основного боевого самолета разворачивают первый фиксатор и после подлета самолета уменьшенных размеров выполняют предварительную его фиксацию с основным боевым самолетом для формирования канала информационной связи. После разворачивают второй фиксатор на основном боевом самолете и функционально соединяют его со вторым приемным фиксатором самолета уменьшенных размеров. В зоне боевых действий по каналу информационной связи передают информацию в компьютерную систему самолета уменьшенных размеров и освобождают его от связей с основным боевым самолетом. Изобретение направлено на повышение маневренности боевого самолета. 4 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам дозаправки летательных аппаратов в воздухе. Система (1) дозаправки в воздухе включает летательный аппарат-танкер (2), оборудованный стыковочным гнездом (4), топливоприемный летательный аппарат (5), оборудованный штангой (6), и электронную систему управления полетом (7). Система управления (7) содержит три модуля позиционирования (10, 11, 13) DGPS/RTK, установленных соответственно на стыковочном гнезде (4), приемном летательном аппарате (5) и летательном аппарате-танкере (2), для определения расстояний между стыковочным гнездом (4) и штангой (6) (В-С), танкером (2) и стыковочным гнездом (4) (А-В), танкером (2) и штангой (6), средство (15) электронного управления для определения необходимого перемещения стыковочного гнезда (4) или приемного летательного аппарата (5) для присоединения стыковочного гнезда (4) к штанге (6) и средство (18, 19) управления, установленное на стыковочном гнезде (4). Средство электронного управления (15) предназначено для приема упомянутых двух расстояний, рассчитанных модулями позиционирования, расчета расстояния между упомянутыми ведомыми модулями, управления средством (18, 19) управления для перемещения стыковочного гнезда (4) в поперечном направлении и определения опасной ситуации и выработке тревожного сигнала. Достигается повышение безопасности при дозаправке летательных аппаратов в воздухе. 9 з.п. ф-лы, 10 ил.
Наверх