устройство для соединения летательного аппарата в полете с дозаправочным устройством самолета-заправщика

Формула изобретения

1. Соединительное устройство (7, 9) для дозаправки в полете летательного аппарата (1), такого как самолет, из самолета-заправщика (4), снабженного дозаправочным устройством (3, 11, 12), причем указанное соединительное устройство (7, 9) находится на указанном дозаправляемом летательном аппарате (1) и содержит неподвижную соединительную штангу (7), которая является пустотелой и может взаимодействовать с дозаправочным устройством (3, 11, 12) самолета-заправщика (4); и опорную конструкцию (9), прикрепленную к фюзеляжной конструкции (5) указанного дозаправляемого летательного аппарата (1) и служащую в качестве основания, прикрепленного к указанной соединительной штанге (7), причем указанная опорная конструкция снабжена внутренним каналом (16), находящимся в сообщении с указанной соединительной штангой (7), в котором указанная опорная конструкция (9) содержит трубчатый цилиндрический корпус (15), содержащий указанный внутренний канал; по меньшей мере, две параллельные опоры (20, 21), несущие указанный цилиндрический корпус (15) и прикрепленные к указанной конструкции фюзеляжа, и способные воспринимать радиальные нагрузки (ER), создаваемые и передаваемые указанной соединительной штангой (7); и элемент (22) для продольной фиксации указанного цилиндрического корпуса (15) по его продольной оси, связывающий указанный корпус с указанной конструкцией фюзеляжа и способный воспринимать осевые

нагрузки, создаваемые и передаваемые указанной соединительной штангой (7).

2. Устройство по п.1, в котором указанные опоры (20, 21), соответственно, находятся на одной линии с перемычками (25) поперечных каркасных конструкций (26) конструкции (5) фюзеляжа и прикреплены к ним посредством обшивки (23) фюзеляжа.

3. Устройство по п.1, в котором указанные опоры (20, 21) расположены, по существу, рядом с концами (17, 18) трубчатого цилиндрического корпуса (15), и указанный продольный фиксирующий элемент (22) находится между указанными опорами.

4. Устройство по п.1, в котором указанные опоры (20, 21) имеют относительно малую ширину по сравнению с их внутренним диаметром, принимающим с возможностью регулировки указанный трубчатый цилиндрический корпус.

5. Устройство по п.4, в котором отношение внутреннего диаметра к ширине каждой опоры составляет порядка 10.

6. Устройство по п.1, в котором указанные опоры (20, 21) гладкие или имеют упругое и сферическое сочленение.

7. Устройство по п.1, в котором указанный продольный фиксирующий элемент (22) содержит, по меньшей мере, одну тонкую планку (32), образующую панель, расположенную вдоль вертикальной продольной плоскости указанного корпуса, ортогонально к указанным опорам (20, 21), и соединяющую указанный корпус (15) с обшивкой конструкции фюзеляжа (5).

Описание изобретения к патенту

Настоящее изобретение касается устройства для соединения летательного аппарата в полете с дозаправочным устройством самолета-заправщика.

Подобными соединительными устройствами оснащают, в частности, военные самолеты, такие как некоторые истребители или военно-транспортные самолеты для живой силы и/или техники, а также вертолеты, которые для успешного выполнения задачи необходимо дозаправлять во время полета.

Дозаправку выполняют из самолета-заправщика, на котором предусмотрено, по меньшей мере, одно соединительное устройство, содержащее дозаправочную трубу или другой подобный элемент в сообщении по жидкой среде, по меньшей мере, с одним соответствующим баком самолета-заправщика, который после сцепления с соединительным устройством подлежащего дозаправке самолета обеспечивает передачу топлива из бака или баков самолета-заправщика в бак или баки дозаправляемого самолета.

Самолет-заправщик также может быть снабжен соединительным устройством, чтобы в свою очередь быть дозаправленным в полете из другого самолета-заправщика.

Соединительные устройства, используемые в настоящее время на борту дозаправляемого самолета обычно содержат:

- неподвижную соединительную штангу, которая является пустотелой и способна к взаимодействию, посредством своего дистального конца, с дозаправочным устройством самолета-заправщика;

-опорную конструкцию, прикрепленную к конструкции дозаправляемого самолета, в частности, к верхней передней части фюзеляжа, на его продольной плоскости симметрии, причем указанная опорная конструкция служит в качестве основания, прикрепленного к указанной штанге, и снабжена внутренним каналом, дающим возможность присоединения проксимального конца соединительной штанги к подлежащему заполнению баку указанного дозаправляемого летательного аппарата.

Учитывая нагрузки, вызываемые в соединительной штанге, когда она связана с трубой дозаправочного устройства, и во время передачи топлива, опорная конструкция, которая воспринимает и гасит нагрузки (силы и моменты), передаваемые штангой, выполнена жесткой.

Согласно первому известному варианту осуществления опорная конструкция содержит осесимметричный корпус с внутренним каналом и три опоры для корпуса. Конкретнее, к передней поверхности корпуса присоединен проксимальный конец соединительной штанги, в то время как задняя поверхность указанного корпуса присоединена к трубопроводу для передачи топлива, протекающего через внутренний канал корпуса, в бак. Три опоры, распределенные вдоль корпуса, с одной стороны прикреплены к последнему, а с другой стороны опираются снаружи на обшивку фюзеляжа, будучи посредством крепежных элементов одновременно прикреплены к поперечным каркасным конструкциям фюзеляжа, которые находятся внутри по отношению к обшивке.

Три опоры при этом образуют встроенные связи, укрепленные оппозитно каркасным конструкциям, предназначенным для передачи нагрузок в каркасных конструкциях, в то время как осесимметричный корпус сопротивляется изгибающему моменту, приложенному штангой.

По второму, также известному, варианту осуществления опорная конструкция штанги также состоит из трех опор, прикрепленных к каркасным конструкциям фюзеляжа посредством обшивки и неподвижно связанных вместе планками так, чтобы образовать конструкцию коробчатого типа, которая является очень жесткой и внутренняя часть которой образует внутренний канал. Соединительная штанга прикреплена, посредством ее проксимального конца, к передней опоре коробчатой конструкции. Этот вариант осуществления предпочтителен для уменьшения интенсивности напряжений во встроенной заделке в конструкции самолета, но имеет недостаток, состоящий в добавлении к фюзеляжу жесткого и квазинедеформируемого утолщения.

Хотя они широко используются, такие соединительные устройства, тем не менее, имеют недостатки, связанные главным образом с их жесткостью.

А именно, если такие встроенные решения дают возможность эффективно воспринимать нагрузки, приложенные к соединительной штанге и передаваемые последней во время ее присоединения к дозаправочному устройству самолета-заправщика, то, с другой стороны, они нарушают работу внешней конструкции дозаправляемого самолета, которая не может быть использована оптимальным образом, так как вблизи встроенной заделки все возможные перемещения заблокированы. Следовательно, так как конструкция фюзеляжа приспособлена для того, чтобы быть способной «дышать» во время полета при изменении давления между внутренней частью самолета и внешней средой, препятствование таким движениям посредством жесткости связи между опорной конструкцией и конструкцией фюзеляжа может привести к появлению в них трещин. Решение может состоять в упрочнении зоны соответствующей конструкции так, чтобы снизить уровень напряжений, но это утяжеляет весь узел и еще больше повышает жесткость указанной зоны, так что конструкция избыточных габаритов поглощает большую нагрузку и появляются новые трещины.

Например, каркасные конструкции имеют С-образное сечение для сопротивления давлению. Таким образом, перемычка каждой каркасной конструкции, перпендикулярная к обшивке фюзеляжа, работает на сдвиг, и ее нижний фланец или опорный элемент дает возможность избежать деформирования или перекоса перемычки, причем ее верхний фланец прикреплен к соответствующей опоре креплениями и обшивкой фюзеляжа. Если радиальные нагрузки, вводимые штангой в опорную конструкцию, хорошо гасятся перемычкой каждой опоры, то, с другой стороны, осевая нагрузка прикладывает к каркасу дополнительный момент, который стремится вызвать деформирование перемычки. При этом перемычку снабжают примыкающим к ней упрочняющим элементом для придания жесткости каждой опоре, но это решение вызывает увеличение веса, а повышение жесткости вызывает появление трещин.

Настоящее изобретение имеет своей целью устранение этих недостатков и относится к соединительному устройству, в котором опорная конструкция дает возможность, в частности, избежать деформации каркасных конструкций, появления трещин и использования многочисленных упрочняющих элементов.

Для этого согласно изобретению предложено соединительное устройство для дозаправки в полете летательного аппарата, такого как самолет, из самолета-заправщика, снабженного дозаправочным устройством, причем указанное соединительное устройство находится на указанном дозаправляемом летательном аппарате и содержит:

неподвижную соединительную штангу, которая является пустотелой и может взаимодействовать с дозаправочным устройством указанного самолета-заправщика;

опорную конструкцию, прикрепленную к фюзеляжной конструкции дозаправляемого летательного аппарата и служащую в качестве основания, прикрепленного к указанной соединительной штанге, причем указанная опорная конструкция снабжена внутренним каналом, находящимся в сообщении с указанной соединительной штангой,

характеризующееся тем, что указанная опорная конструкция содержит:

трубчатый цилиндрический корпус, содержащий указанный внутренний канал;

по меньшей мере, две параллельные опоры, несущие указанный цилиндрический корпус и прикрепленные к указанной конструкции фюзеляжа, и способные воспринимать радиальные нагрузки, вызываемые и передаваемые указанной соединительной штангой; и

элемент для продольной фиксации указанного цилиндрического корпуса вдоль его продольной оси, связывающий указанный корпус с указанной конструкцией фюзеляжа и способный воспринимать осевые нагрузки, вызываемые и передаваемые указанной соединительной штангой.

Таким образом, вместо встроенных связей, ведущих из опорной конструкции устройства в конструкцию фюзеляжа, которые одинаково передают все нагрузки на конструкцию фюзеляжа и вызывают его деформации и появление на нем трещин, осуществление опорной конструкции согласно изобретению в виде трубчатого цилиндрического корпуса, закрепленного с одной стороны опорами, а с другой стороны - продольным фиксирующим элементом, дает возможность отделения нагрузок, передаваемых соединительной штангой от конструкции фюзеляжа, и преодоления вышеупомянутых недостатков.

А именно опоры действуют как короткие центрирующие прокладки, способные воспринимать радиальные нагрузки, передаваемые штангой трубчатому корпусу, допуская при этом вращение, и, с определенными ограничениями, угловые смещения, давая возможность лучше следовать за перемещениями штанги, так что перемычки каркасных конструкций, параллельные указанным опорам, предпочтительно работают только в своей плоскости и, таким образом, не деформируются. Продольный фиксирующий элемент, со своей стороны, предусмотрен для препятствования продольному перемещению и, таким образом, для принятия осевых нагрузок, параллельных штанге.

Указанные опоры предпочтительно находятся, соответственно, на одной линии с перемычками поперечных каркасных конструкций указанной конструкции фюзеляжа и прикреплены к ним посредством обшивки указанного фюзеляжа так, что перемычки каркасных конструкций в той же плоскости, что и опоры, действуют оптимальным образом.

В частности, указанные опоры расположены, по существу, по соседству с концами указанного трубчатого цилиндрического корпуса, и указанный продольный фиксирующий элемент находится между указанными опорами. Чтобы получить такую связь с помощью короткой центрирующей прокладки, указанные опоры имеют относительно узкую ширину по сравнению с их внутренним диаметром, принимающим с регулировкой указанный трубчатый цилиндрический корпус. Отношение внутреннего диаметра к ширине каждой опоры предпочтительно составляет порядка 10. Опоры могут, например, быть гладкими или иметь упругое или сферическое сочленение.

В предпочтительном варианте осуществления указанный продольный фиксирующий элемент содержит, по меньшей мере, одну тонкую планку, образующую панель, расположенную вдоль вертикальной продольной плоскости указанного корпуса ортогонально к указанным опорам и соединяющую указанный корпус с обшивкой конструкции фюзеляжа. Замечено, что расположенная таким образом тонкая планка, связанная непосредственно с обшивкой фюзеляжа, работает на сдвиг и позволяет избежать внедрения дополнительного момента в конструкцию фюзеляжа.

Фигуры приложенных чертежей разъяснят способ, которым может быть осуществлено изобретение. На этих фигурах идентичные номера ссылочных позиций обозначают подобные элементы.

На фиг.1 схематично показана дозаправка в полете самолета, подлежащего дозаправке, снабженного соединительным устройством по изобретению, посредством дозаправочного устройства самолета-заправщика.

Фиг.2 - схематичный вид соединительного устройства в продольном разрезе.

На фиг.3 в схематичной перспективе показано размерное соотношение одной из указанных опор с цилиндрическим корпусом указанного устройства.

Фиг.4 - типичный вариант осуществления указанного соединительного устройства.

Дозаправляемый самолет 1, представленный на фиг.1, оснащен соединительным устройством 2, способным взаимодействовать с дозаправочным устройством 3, предусмотренным в самолете-заправщике 4. С этой целью соединительное устройство 2 находится спереди фюзеляжа 5 дозаправляемого самолета 1, по существу, на его продольной плоскости симметрии и над кабиной 6 экипажа и содержит соединительную штангу 7, неподвижную и пустотелую, выступающую из передней части фюзеляжа и сцепленную, жестко и герметично, ее проксимальным концом 8 с опорной конструкцией 9. Последняя прикреплена к фюзеляжу 5 и находится в сообщении по жидкой среде с подлежащим наполнению баком (не представлен). Эта опорная конструкция 9, таким образом, образует основание, прикрепленное к фюзеляжу 5, для прикрепления штанги 7. Дозаправочное устройство 3 находится в настоящем примере под задней частью фюзеляжа 10 самолета-заправщика 4 и содержит, например, дозаправочную трубу 11, выходящую из грузового отсека или лебедки (не представлены) в указанном фюзеляже 10. Труба 11 заканчивается конической направляющей корзиной 12, облегчающей введение и присоединение дистального конца 14 соединительной штанги 7.

Хотя на фиг.1 в качестве подлежащего дозаправке самолета представлен транспортный самолет 1, само собой разумеется, что соединительное устройство 2 может быть смонтировано на других типах самолетов, таких как истребители.

Как показано на фиг.2, опорная конструкция, или несущее основание 9 соединительного устройства 2, имеет форму трубчатого цилиндрического корпуса 15 с осевым внутренним сквозным каналом 16 для передачи топлива, причем продольная ось L-L трубчатого корпуса, по существу, параллельна фюзеляжу 5 самолета 1. Передний конец 17 корпуса неподвижным образом принимает проксимальный конец 8 соединительной штанги 7, в то время как его задний конец 18 присоединен герметичным образом к связующему трубопроводу 19, частично представленному пунктирными линиями, ведущему к указанному баку, подлежащему наполнению.

Опорная конструкция 9 связана с фюзеляжем 5 и с этой целью предпочтительно содержит две параллельные опоры 20, 21, окружающие, с возможностью регулировки, трубчатый цилиндрический корпус 15 и прикрепленные к фюзеляжу 5, и элемент 22 для продольной фиксации корпуса, прикрепленный к указанному фюзеляжу.

Конкретнее, под фюзеляжем 5 самолета, главным образом, понимается металлическая обшивка 23, образующая покрытие фюзеляжа, и жесткие каркасные конструкции 24, расположенные поперечно вдоль обшивки, под ней. Эти каркасные конструкции 24 имеют, по существу, С-образное сечение и каждая содержит, как указано ранее, вертикальную перемычку 25, которая заканчивается с одной стороны горизонтальной подошвой 26, взаимодействующей с внутренней поверхностью 28 обшивки, а с другой стороны - опорным элементом 27, по существу, параллельным подошве и обращенным внутрь фюзеляжа 5. Внутренние оболочки (не представлены) наложены на опорные элементы каркасных конструкций и прикреплены к ним.

Две опоры 2 0 и 21, несущие трубчатое тело 15, расположены таким образом, чтобы быть на одной линии с перемычками 25 двух рассматриваемых каркасных конструкций 24, находясь при этом приблизительно на уровне соответствующего переднего и заднего концов 17, 18 корпуса. Для прикрепления их к фюзеляжу каждая опора 20, 21 заканчивается основанием 30, которое опирается на наружную поверхность 29 обшивки 23, и средства 31 крепления (такие как болты, заклепки и т.п.), обозначенные их геометрическими осями, жестко объединяют подошву 26, обшивку 23 и основание 30 каждой опоры 20, 21 через отверстия, выполненные напротив друг друга.

Эти две опоры 20, 21, расположенные таким образом, образуют короткие центрирующие прокладки, которые предназначены для того, чтобы воспринимать радиальные нагрузки ER, создаваемые и передаваемые соединительной штангой 7, когда она присоединена к дозаправочной трубе 11, что позволяет вращение. Таким образом, это заставляет каждую каркасную конструкцию 24 нормально работать вдоль ее переборки 25, то есть в своей плоскости, без внедрения других нагрузок и/или моментов, и избежать любого деформирования или перекоса каркасных конструкций и, таким образом, появления трещин. Это тем более имеет место, если перемычка каждой каркасной конструкции расположена вдоль продолжения своей опоры в одной вертикальной плоскости на фиг.2. Чтобы получить эту связь с помощью короткой центрирующей прокладки, отношение между шириной L опор 20, 21 и наружным диаметром D трубчатого корпуса 15, как показано на фиг.3, должно быть значительным, например, равным 10. Опора может быть, например, гладкой или может иметь упругое или сферическое сочленение, позволяя ограниченные угловые смещения.

Что касается продольного фиксирующего элемента 22, предназначенного для того, чтобы воспринимать осевые нагрузки ЕА, исходящие от штанги по оси L-L трубчатого корпуса 15, то он имеет форму тонкой планки или панели 32, как показано в разрезе на фиг.2. Эта тонкая планка 32 соединяет трубчатый корпус 15 с обшивкой 23 фюзеляжа 5 посредством фиксирующих средств 31 и находится между опорами 20 и 21, предпочтительно в вертикальной продольной плоскости симметрии фюзеляжа 5, то есть трубчатого корпуса 15, так что она может воспринимать значительные осевые нагрузки, не подвергаясь деформации. Под воздействием этих нагрузок планка 32 работает на сдвиг С, нормально и непосредственно воспринимаемый обшивкой в ее плоскости, без создания какого-либо дополнительного момента.

Таким образом, посредством варианта осуществления опорной конструкции 9 нагрузки, передаваемые штангой, разделяются и разлагаются на радиальные нагрузки, воспринимаемые опорами 20, 21, и осевые нагрузки, воспринимаемые тонкой планкой 32.

Фиг.4 - практический вариант осуществления соединительного устройства 1, на котором видно, что передний конец 17 и задний конец 18 трубчатого корпуса 15 содержат соответствующие соединители 33, 34, которые неподвижно и герметично принимают с одной стороны соединительную штангу 7, а с другой стороны - топливопровод (не представлен), ведущий в подлежащий наполнению бак, позволяя передачу топлива из самолета-заправщика 4 в бак дозаправляемого самолета 1 через трубу 11, штангу 7, осевой канал 16 корпуса и трубопровод 19. Кроме того, бобышка 35 для вмещения тонкой планки 32 выступает из трубчатого цилиндрического корпуса 15 со стороны заднего конца 18.

Кроме того, как показано, в частности, на фиг.1 и 2 соединительное устройство 2 содержит защитный обтекатель 36, охватывающий трубчатый корпус 15, опоры 20 и 21 и проксимальные концы штанги 7 и трубопровода 19 и наложенный на обшивку фюзеляжа.