Конус-датчик агрегата заправки топливом в полете



Конус-датчик агрегата заправки топливом в полете
Конус-датчик агрегата заправки топливом в полете
Конус-датчик агрегата заправки топливом в полете
Конус-датчик агрегата заправки топливом в полете
Конус-датчик агрегата заправки топливом в полете
Конус-датчик агрегата заправки топливом в полете

 


Владельцы патента RU 2490179:

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

Изобретение относится к области авиации, в частности к конус-датчику агрегата заправки топливом в полете. Конус-датчик агрегата содержит корпус, шаровой шарнир, стабилизирующий аэродинамический конус. На корпус конуса установлен кожух, на передней стороне которого выполнены три кольцевых канала, на боковых сторонах выполнены три щелевых окна, на которых установлены три заслонки с тремя устройствами для их перемещения, а на корпусе конуса установлены два акселерометра в двух взаимно перпендикулярных плоскостях симметрии конуса. Выходы акселерометров подключены к входам двух систем управления перемещением заслонок, расположенных на корпусе конуса, каждая из которых состоит из интегратора ускорения, интегратора скорости, делителя, двухвходового сумматора, включенного в обе системы двухвходового логического коммутатора. Выходы интеграторов ускорения соединены со входами интеграторов скорости и одного из входов сумматоров, выходы интеграторов скорости подсоединены к входам делителей, выходы делителей подсоединены ко вторым входам сумматоров, а выходы сумматоров подсоединены к соответствующим входам логического коммутатора. Технический результат заключается в улучшении стабилизации конуса до момента контакта его с приемником топлива. 6 ил.

 

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

Известен конус-датчик агрегата заправки топливом в полете, содержащий корпус, шаровой шарнир, стабилизирующий аэродинамический конус (патент РФ №1778983, приоритет 02.09.1980 г).

В процессе заправки в результате колебаний конуса в момент контакта возникает усложнение процесса заправки, что приводит к ненадежности процесса заправки. Для исключения этой ненадежности необходимо стабилизировать положение конуса до момента контакта с приемником топлива.

Недостатком прототипа является невозможность стабилизации конуса до момента контакта.

Задачей изобретения является стабилизация конуса до момента контакта его с приемником топлива.

Поставленная задача решается конусом-датчиком, в котором на корпус установлен кожух. На передней стороне кожуха выполнены три кольцевых канала, на боковых сторонах кожуха выполнены три щелевых окна, на которых установлены три заслонки с тремя устройствами для их перемещения. На корпусе конуса установлены два акселерометра в двух взаимно перпендикулярных плоскостях относительно оси симметрии конуса. Выходы акселерометров подключены к входам двух систем управления перемещением заслонок, расположенных на корпусе конуса, каждая из которых состоит из интегратора ускорения, интегратора скорости, делителя, двухвходового сумматора, включенного в обе системы двухвходового логического коммутатора, причем выходы интеграторов ускорения соединены с входами интеграторов скорости и одного из входов сумматоров, выходы интеграторов скорости подсоединены к входам делителей, выходы делителей подсоединены ко вторым входам сумматоров, а выходы сумматоров подсоединены к соответствующим входам логического коммутатора.

Заявляемое устройство представлено фигурами 1, 2, 3, 4, 5, 6.

Фиг.1 - заявляемый конус-датчик в сборе.

Фиг.2 - вид конуса с переднего торца.

Фиг.3 - привод заслонок.

Фиг.4 - сечение конуса по линии Б-Б.

Фиг.5 - структурная схема системы управления устройствами перемещения заслонок.

Фиг.6 - схема направления управляющих струй.

Заявляемое устройство состоит из кожуха 1, в котором выполнены три щелевых канала 2, заканчивающихся щелевыми окнами 3, которые закрываются заслонками 4, соединенными с приводами заслонок 5. На корпусе конуса 6 установлены во взаимно перпендикулярных плоскостях два акселерометра 7.

Система управления устройствами перемещения заслонок (тремя приводами заслонок) (фиг.5) состоит из датчиков перегрузки -акселерометров 7, интеграторов ускорения 8, интеграторов скорости 9, делителей 10, двухвходовых сумматоров 11, логического коммутатора 12, приводов перемещения заслонок T1, Т2, Т3.

Заявляемый конус-датчик работает следующим образом.

Набегающий воздушный поток попадает через щелевые каналы 2 внутрь кожуха конуса 1 и выходит через щелевые окна 3 наружу конуса, создавая при этом реактивный импульс, воздействующий на перемещение конуса, в направлении, обратном открытому щелевому окну.

При открытии или изменении степени открытия того или иного окна путем перемещения заслонок 4, приводимых в движение приводами 5, конус принудительно перемещается в требуемом направлении, компенсируя возникающие колебания конуса в потоке.

Система управления перемещением заслонок щелевых окон работает следующим образом.

В двух взаимно перпендикулярных плоскостях симметрии конуса-датчика устанавливаются датчики перегрузки 7, ориентированные перпендикулярно оси симметрии конуса в направлениях осей OY и OZ (фиг.6).

Результаты измерения ускорений ay и az поступают соответственно в интеграторы 8, результатом работы которых являются относительные скорости конуса-датчика vy1 и vz1, которые не равны фактическим скоростям конуса-датчика в направлениях соответствующих осей, так как работа интеграторов начинается в произвольный момент времени, когда начальные значения этих скоростей не известны и поэтому принимаются равными нулю.

Значения относительных скоростей vy1 и vz1 поступают соответственно в интеграторы 9, результатом работы которых являются относительные смещения sy1 и sz1 конуса-датчика вдоль соответствующих осей. Они не являются отклонениями конуса-датчика от равновесного положения, так как не известны ни начальные значения этих смещений в момент начала работы интеграторов, ни начальные скорости.

Значения sy1 и sz1 поступают в делители 10, где делятся на время t, прошедшее с момента начала работы интеграторов 8.

Все элементы схемы начинают работать одновременно, а процессы интегрирования выполняются синхронно в режиме реального времени.

Полученные в делителях 10 значения Δvy и Δvz поступают соответственно в сумматоры 11, где вычитаются из относительных скоростей vy1 и vz1, а полученные в результате vy и vz стремятся со временем к истинным скоростям поперечных колебаний конуса-датчика в направлениях соответствующих осей, так как начальные скорости, соответствующие началу процесса интегрирования, равны предельным значениям величин -Δvy и -Δvz при t→∞.

Величины скоростей vy и vz поступают в логический коммутатор, управляющий перемещением заслонок Т1, Т2, Т3 трех щелевых окон, из которых выпускается воздух в направлениях осей 1, 2 и 3 (фиг.3).

Степень открытия соответствующих каналов выбирается из условий, обеспечивающих значения соответствующих реактивных сил Fv, которые удовлетворяют следующим условиям:

1. если vy>0 и vz>0, то F3=0, F2=Fz/cos(π/6), F1=Fy+Fz*tg(π/6)
2. если vy>0 и Vz<0, то F2=0, F3=-Fz/cos(π/6), F1=Fy-Fz*tg(π/6)
3. если vy<0, то F2=1/2[(Fz/cos(π/6))-(Fy/sin(π/6))],
F3=1/2[(Fz/cos(π/6))+(Fy/sin(π/6))], F1=0,

где силы Fy и Fz задаются пропорциональными составляющими скоростей vy и vz соответственно.

Таким образом, перемещая конус-датчик в требуемом направлении, тем самым компенсируя возникающие колебания конуса в потоке, и используя систему управления перемещением заслонок, решается задача стабилизации положения конуса-датчика агрегата заправки в полете перед контактом.

Конус-датчик агрегата заправки топливом в полете, содержащий корпус, шаровой шарнир, стабилизирующий аэродинамический конус, отличающийся тем, что на корпус конуса установлен кожух, на передней стороне которого выполнены три кольцевых канала, на боковых сторонах выполнены три щелевых окна, на которых установлены три заслонки с тремя устройствами для их перемещения, а на корпусе конуса установлены два акселерометра в двух взаимно перпендикулярных плоскостях симметрии конуса, выходы акселерометров подключены к входам двух систем управления перемещением заслонок, расположенных на корпусе конуса, каждая из которых состоит из интегратора ускорения, интегратора скорости, делителя, двухвходового сумматора, включенного в обе системы двухвходового логического коммутатора, причем выходы интеграторов ускорения соединены со входами интеграторов скорости и одного из входов сумматоров, выходы интеграторов скорости подсоединены к входам делителей, выходы делителей подсоединены ко вторым входам сумматоров, а выходы сумматоров подсоединены к соответствующим входам логического коммутатора.



 

Похожие патенты:

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 авиационной техники, а именно к приемнику топлива. .

Изобретение относится к области авиации, в частности к конусу-датчику топлива агрегата заправки. .

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 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.

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам дозаправки ЛА топливом в полете. Контрольно-проверочная аппаратура системы управления подвесного агрегата заправки содержит блок индикации, блок управления исполнительными устройствами, а также входное и выходное устройство согласования и блок программ. Блок управления оснащен входом для ввода команд. Выход входного устройства согласования подключен к входу блока программ. Выход передачи сигналов состояний блока программ подключен к входу блока индикации. Выход передачи команд управления блока программ подключен к входу блока управления исполнительными устройствами. Выход блока управления исполнительными устройствами подключен к входу выходного устройства согласования. Достигаются исключение подачи ложных или случайных команд, автоматизация выполнения проверки функционирования системы управления. 1 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к заправке топливом самолетов в полете. Для безопасности заправки топливом в полете перед подачей топлива через заправочную штангу с конусом на самолете выдвигают турбулизаторы для интенсивного перемешивания потока воздуха и топлива в случае его утечки. Устройство обеспечения безопасности содержит турбулизаторы с высотой, выступающей за пограничный слой на высоту не более трети расстояния между поверхностью самолета и нижней кромкой воздухозаборника двигателя, установленные в зоне максимальных скоростей на пути вероятного разлива топлива. Достигается повышение безопасности эксплуатации в условиях заправки топливом в полете. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 6 ил.
Наверх