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 2538479:

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

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

Известен конус-датчик, состоящий из стабилизирующего аэродинамического конуса, шарового шарнира с размещенными на его поверхности тензорезисторами, измеряющими усилие, действующее на конус от аэродинамического потока, корпуса конуса, закрепленного с возможностью поворота на шаровом шарнире (патент РФ №2436713 от 09.06.2010 г.).

Недостатком прототипа является большая погрешность измерения усилия, действующего на конус, когда измерение производится в момент перекачки топлива. Это объясняется тем, что давление топлива вызывает дополнительную деформацию (растяжение) чувствительного элемента тензодинамометра.

Задачей изобретения является повышение точности измерения усилия, действующего на конус.

Поставленная задача решается конусом-датчиком агрегата заправки топливом в полете, в котором в теле охватывающей шаровой шарнир части стабилизирующего конуса выполнены сквозные пазы, а на перемычках между пазами установлены тензорезисторы, включенные в измерительную схему.

Заявляемое устройство представлено фиг.1, 2, 3.

Фиг.1 представляет общий вид конуса-датчика.

Фиг.2 представляет конструкцию доработанной части стабилизирующего конуса с установленными тензорезисторами.

Фиг.3 представляет измерительную схему.

Заявляемое устройство состоит из шарового шарнира 1, стабилизирующего аэродинамического конуса, включающего в себя тензометрический элемент 2 с выполненными на нем сквозными прямоугольными пазами и опорную часть 3, герметизация стыка между которыми осуществляется с помощью уплотнительного элемента 4, позволяющего избежать воздействия топлива на тензометрический элемент при перекачке топлива из канала стабилизирующего аэродинамического конуса в шаровой шарнир (фиг.1), тензорезисторов ТР1-ТР8 (фиг.2), включенных в измерительную схему (фиг.3), позволяющую, благодаря параллельному включению тензорезисторов на противоположно расположенных перемычках между пазами, получить усредненное значение усилия, а по разности измерения тензорезисторов рассчитать угол поворота шарового шарнира и корпуса, что значительно повышает точность измерения за счет учета угла поворота.

При воздействии аэродинамического потока воздуха на стабилизирующий конус он своей охватывающей частью тензометрического элемента 2 воспринимает усилие между телом неподвижного шарового шарнира 1 и подвижного конуса, то есть осевое усилие, действующее на конус-датчик. При этом происходит деформация перемычек между пазами и соответственно происходит изменение электрического сопротивления тензорезисторов TP1-TP8, что приводит к появлению соответствующего сигнала на выходе измерительной схемы (фиг.3), которое пропорционально только осевому усилию, действующему на конус-датчик, а не давлению топлива в момент его перекачки. Вследствие этого погрешность измерения усилия из-за давления топлива исключается.

Таким образом, решается задача создания устройства, позволяющего повысить точность измерения усилия, действующего на конус.

Конус-датчик агрегата заправки топливом в полете, состоящий из шарового шарнира, корпуса, закрепленного с возможностью поворота на шаровом шарнире, аэродинамического конуса и тензорезисторов, отличающийся тем, что в теле охватывающей шаровой шарнир части стабилизирующего конуса выполнены сквозные пазы, а тензорезисторы включены в измерительную схему и установлены на перемычках между пазами.



 

Похожие патенты:

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).

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.

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.

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

Изобретение относится к области авиации, в частности к конусу-датчику топлива агрегата заправки. .
Изобретение относится к летательным аппаратам легче воздуха. .

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 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 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