Главная страница  |  Описание сайта  |  Контакты
САМОЛЕТ-ЗАПРАВЩИК
САМОЛЕТ-ЗАПРАВЩИК

САМОЛЕТ-ЗАПРАВЩИК

Патент Российской Федерации
Суть изобретения: Использование: в области авиации, а именно в конструкциях самолетов-заправщиков ("танкеров"). Сущность: самолет-заправщик содержит фюзеляж с кабиной экипажа в носовой части и кабиной оператора системы заправки в хвостовой части, окно обзора для оператора, стреловидное крыло, двигатели, установленные на крыле, шасси, хвостовое оперение нормальной схемы, топливную систему, включающую топливные баки, расположенные в крыле и фюзеляже, систему заправки, включающую жесткую заправочную штангу, снабженную рулями, закрепленную в нижней части фюзеляжа с возможностью опускания и телескопического выдвижения, состоящую из двух концентрических труб с датчиком топлива на конце, и магистраль заправки. Хвостовое оперение выполнено в виде стабилизаторов с вертикальными шайбами. В корневой части каждой консоли крыла установлены обтекатели с тросовыми лебедками внутри последних. На верхней части фюзеляжа установлена топливозаправочная штанга со стыковочным конусом и рулями на ее законцовке, длиной не менее половины длины фюзеляжа. Штанги снабжены стабилизирующими плоскостями, а на фюзеляже размещены отсеки для стыковочного конуса при убранном положении штанги, тросовой лебедки и прожекторов. Вдоль фюзеляжа размещены аэродинамические обтекатели для штанги и навигационных огней на верхней и нижней частях фюзеляжа. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.
Поиск по сайту

1. С помощью поисковых систем

   С помощью Google:    

2. Экспресс-поиск по номеру патента


введите номер патента (7 цифр)

3. По номеру патента и году публикации

2000000 ... 2099999   (1994-1997 гг.)

2100000 ... 2199999   (1997-2003 гг.)
Номер патента: 2100257
Класс(ы) патента: B64D39/00
Номер заявки: 94025319/11
Дата подачи заявки: 06.07.1994
Дата публикации: 27.12.1997
Заявитель(и): Егоршев Анатолий Викторович; Рафеенков Владимир Михайлович; Ломакин Владимир Владимирович; Комаров Владимир Александрович
Автор(ы): Егоршев Анатолий Викторович; Рафеенков Владимир Михайлович; Ломакин Владимир Владимирович; Комаров Владимир Александрович
Патентообладатель(и): Егоршев Анатолий Викторович; Рафеенков Владимир Михайлович; Ломакин Владимир Владимирович; Комаров Владимир Александрович
Описание изобретения: Изобретение относится к области авиации, а именно к конструкциям самолетов-заправщиков, обеспечивающих дозаправку летательных аппаратов топливом в полете.
Известен самолет-заправщик, содержащий фюзеляж с кабиной экипажа в носовой части и кабиной оператора системы заправки в хвостовой части, окно обзора оператора, крыло с механизацией передней и задней кромок, двигатели, установленные на крыле, хвостовое оперение, топливную систему, включающую топливные баки, расположенные в крыле и фюзеляже, систему заправки, включающую жесткую заправочную штангу, закрепленную в нижней части хвостового отсека фюзеляжа, выполненную с возможностью опускания и телескопического выдвижения, снабженную аэродинамическими рулями, магистраль заправки с насосами, регуляторами давления и датчиком-расходомером (Л.Б. Лещинер, И.К. Ульянов "Проектирование топливных систем самолетов". М. Машиностроение, 1975, с. 194 197).
Недостатком самолета-заправщика, выбранного в качестве прототипа, является то, что малая длина заправочной штанги не обеспечивает условий, исключающих попадание заправляемого самолета в зону срывных вихрей с крыла и зону турбулетной атмосферы, вызванную работой двигателей. По этим причинам затруднено управление заправляемым самолетом непосредственно вблизи самолета-заправщика. В операции по дозаправке помимо пилотов должен участвовать и специальный оператор. К конструктивным недостаткам относится и то, что исключается возможность дозаправки летальных аппаратов, оборудованных штангами для дозаправки по системе "шланг-конус". Указанное конструктивное расположение заправочной штанги под фюзеляжем самолета-заправщика практически исключает возможность дозаправки вертолетов топливом в полете по данной схеме (даже при условии обеспечения равенства скоростей обоих летательных аппаратов) вследствие наличия вращающихся лопастей несущего винта вертолета.
Задачей изобретения является улучшение условий контактирования путем исключения попадания заправляемого летательного аппарата в зону турбулентности атмосферы, образованную спутными вихрями от самолета-заправщика.
Указанная задача решается тем, что в самолете-заправщике, содержащем фюзеляж с кабиной экипажа в носовой части и кабиной оператора системы заправки в хвостовой части с окном обзора, двигатели, установленные на крыле, хвостовое оперение, топливную систему, включающую топливные баки, расположенные в крыле и фюзеляже, систему заправки, включающую жесткую заправочную штангу, закрепленную в нижней части хвостового отсека фюзеляжа, выполненную с возможностью поворота в вертикальной и горизонтальной плоскостях и телескопического выдвижения и снабженную аэродинамическими рулями, магистраль заправки с насосами, обратными клапанами, регуляторами давления и датчиком - расходомером, согласно изобретению на верхней части фюзеляжа шарнирно установлена с возможностью поворота в вертикальной плоскости дополнительная заправочная штанга со стыковочным конусом, контактным штуцером и рулями на ее верхнем конце и стабилизирующими поверхностями, установленными вдоль штанги на ее нижнем конце в направлении потока, при этом заправочная штанга снабжена приводом в виде установленного на фюзеляже гидроцилиндра и устройством фиксации рабочего положения штанги, выполненным в виде тросовых растяжек, закрепленных на штанге с возможностью обеспечения ее равновесия в рабочем положении и лебедок, установленных под обтекателями, размещенными на корневой части крыльев и в отсеке на фюзеляже перед установочном шарниром штанги, при этом на верхней части фюзеляжа установлены продольные обтекатели, а в хвостовой части фюзеляжа образован отсек со створками для размещения под обтекателями штанги в убранном положении, а в отсеке ее стыковочного конуса. Хвостовое оперение выполнено в виде стабилизаторов с установленными на их законцовках вертикальными шайбами, боковая поверхность заправочной штанги выполнена в виде обтекаемого аэродинамического профиля, по размаху продольных обтекателей на фюзеляже установлено светосигнальное оборудование, а в хвостовой части фюзеляжа размещен прожектор, установленный с возможностью освещения заправляемого самолета с узлом заправки, исключающего ослепление желоба.
Достижение поставленной цели действительно возможно, так как технологически возможно изготовить жесткую штангу длиной более 20 м с профилем поперечного сечения, который плавно обтекается воздушным потоком (позволяющим тем самым снизить лобовое сопротивление штанги). Также технологически возможно закрепить данную штангу на фюзеляже с возможностью ее поворота (относительно узла крепления) в вертикальной плоскости и соединить топливоподводящую магистраль штанги с топливной магистралью самолета-заправщика, обеспечивая перекачку топлива через шарнирное соединение. Не будет вызывать затруднений и изготовление обтекателей для тросовых лебедок, которые будут закрепляться на крыле вблизи его корневой части (в области минимальных деформаций от действия воздушной нагрузки). В обтекателях устанавливаются лебедки с намотанным на барабан тросом, свободный конец которого закреплен на топливо-заправочной штанге. При этом все три троса закрепляются в одной точке. На скоростях полета самолета-заправщика до 800 км/ч при выпущенном (поднятом) и убранном положениях штанги, выступающие за обводы фюзеляжа тросы практически не будут влиять на аэродинамическое сопротивление самолета-заправщика в целом. Фюзеляжная лебедка будет выполнять функцию фиксации штанг в поднятом положении, но и способствовать ее поднятию в рабочее положение. Автоматика привода лебедок будет следить за натяжением тросов, обеспечивая их постоянное натяжение при любом положении штанги, включая промежуточное. Поднятие штанги из аэродинамических обтекателей можно будет осуществлять, например, с помощью силового гидроцилиндра, закрепляемого на фюзеляже, прикладывая силу к штанге на небольшом расстоянии от узла крепления, преодолевая аэродинамическое сопротивление штанги с конусом. Для упрощения конструкции штанги стыковочный конус желательно устанавливать на свободном конце штанги жестко, обеспечивая (при определенном угле наклона штанги в поднятом положении) его положение, необходимое для выполнения контактирования заправляемого самолета с приемным узлом конуса на скорости дозаправки. Рулевые поверхности, установленные на штанге вблизи конуса, будут способствовать повышению устойчивости штанги в воздушном потоке, а стабилизирующие поверхности будут способствовать стабилизации положения штанги в поперечном направлении. При этом, фюзеляжная лебедка своим тросом будет фиксировать штангу в поднятом положении от действия набегающего потока, а крыльевые от поперечных колебаний и при контактировании заправляемого самолета со стыковочным конусом, когда в момент стыковки возможен прогиб законцовки штанги против полета (вперед) от действия сосредоточенной массы заправляемого самолета. Светосигнальное оборудование, размещенное на верхней части фюзеляжа, выполненное в виде двух рядов огней, расположенных параллельно аэродинамическим обтекателям по обеим сторонам последнего, будет являться огнями наведения для заправляемого самолета и служить дополнительным визуальным средством, помогающим летчику заправляемого самолета сохранять необходимую продольную ориентацию своего самолета при подлете к самолету-заправщику и проходу над ним к точке контактирования. Прожекторы, установленные в хвостовой части фюзеляжа, позволят (при их определенной ориентации) осветить законцовку топливозаправочной штанги с конусом и при необходимости нижнюю поверхность заправляемого самолета, не ослепляя при этом пилотов.
На фиг. 1 представлен общий вид самолета-заправщика с поднятой в рабочее положение топливозаправочной штангой; на фиг. 2 представлена схема самолета заправщика на виде спереди (а) и схема обеспечения устойчивого положения штанги в воздушном потоке (б); на фиг. 3 представлен вариант конструкции топливозаправочной штанги; на фиг. 4 представлены схемы положения штанги (а) и схема дозаправки с использованием известной и заявляемой системы (б).
Самолет-заправщик содержит фюзеляж 1 с кабиной экипажа 2 в носовой части, стреловидное крыло 3 с двигателями 4, установленными на крыле, стабилизатор 5 с вертикальным оперением 6, расположенным на законцовках стабилизатора 5. На крыле 3 в корневой его части установлены обтекатели 7 с размещенными в них тросовыми лебедками 8. На верхней части фюзеляжа 1 установлена топливозаправочная штанга 9, шарнирно закрепленная на фюзеляже 1 в узле 10. На свободном конце топливозаправочной штанги 9 установлен стыковочный конус 11 (с контактным штуцером внутри последнего) и аэродинамические рули 12. По бокам штанги 9 (в плоскости полета самолета) закреплены аэродинамические поверхности 13, которые параллельны между собой. За кабиной экипажа 2 на верхней части фюзеляжа 1 оборудован отсек 14 с размещенной внутри тросовой лебедкой 8. Концы тросов 15, намотанных на барабаны лебедок 8, закреплены в одной точке на топливозаправочной штанге 9. В районе шарнирного узла 10 установлен гидроцилиндр 16, предназначенный для поднятия и уборки штанги 9, шток которого закреплен на штанге 9, а корпус на фюзеляже 1. На верху фюзеляжа 1 установлены аэродинамические обтекатели 17, расположенные параллельно друг другу и симметрично продольной оси фюзеляжа 1. В хвостовой части фюзеляжа 1 оборудован отсек 18, предназначенный для уборки в него конуса 11, закрывающийся створками 19, и отсек 20, с размещенными в последнем прожекторами 21. Вдоль всего фюзеляжа проходят два ряда огней наведения 22, причем огни 22 расположены на верхней и нижней поверхности фюзеляжа 1 (на верхней части снаружи аэродинамических обтекателей 17 параллельно последним). В хвостовой части фюзеляжа 1 снизу установлена жесткая заправочная штанга 23, выполненная с возможностью опускания и телескопического выдвижения, и оборудована кабина 24 для оператора системы заправки с окном 25 для обзора. Топливная система самолета-заправщика включает топливные баки 26, расположенные в нижней части фюзеляжа (поз. 26А) и в каждой консоли крыла (поз. 26Б).
Принцип работы элементов системы дозаправки топливом в полете, установленных на самолете-заправщике, и являющихся неотъемлимой частью последнего, заключается в следующем.
На подготовленном к взлету для дозаправки самолете-заправщике (фиг. 4, а) топливные баки 26 (поз. 26А и поз. 26Б) полностью заправлены, а топливозаправочная штанга 9 убрана в аэродинамические обтекатели 17. При этом заканцовка штанги 9 с расположенными на ней стыковочным конусом 11 (с контактным штуцером внутри последнего) и аэродинамическими рулями 12 помещается в отсек 18 фюзеляжа 1, который закрыт створками 19. Тросы 15 намотаны на тросовые лебедки 8 (при этом произведено их натяжение). Заправочная штанга 23 также находится в сложенном положении (6). Огни наведения 22 и прожектора 21 выключены.
Взлет самолета-заправщика производится аналогично взлету летательного аппарата нормальной схемы с носовым колесом.
Перед проведением дозаправки, когда самолеты вышли в зону визуальной видимости и перестроились в строй "кильватер" (когда заправляемый самолет - поз. В. находится сзади и выше самолета-заправщика), производится подъем топливозаправочной штанги 9. Для этого открываются створки 19 отсека 18, и с помощью силового гидроцилиндра 16 штанга 9 поднимается вверх, поворачиваясь в шарнире 10, принимая требуемое для контактирования (расчетное) положение (фиг. 1). При подъеме штанги 9 горизонтальные аэродинамические рули 12, поворачиваясь в собственных узлах навески, отслеживают угол подъема штанги 9, а тросовые лебедки 8 (расположенные в обтекателях 7, установленных в корневой части крыла 3) и лебедка 8 (расположенная в отсеке 14, выполненном на верхней части фюзеляжа 1 за кабиной 2 экипажа) производят соответственно разматывание тросов 15 и сматывание его, обеспечивая на всем диапазоне подъема штанги 9 ее жесткое устойчивое положение относительно фюзеляжа 1 и набегающего потока воздуха. В конце подъема штанги 9 последняя фиксируется в поднятом положении с помощью гидроцилиндра 16 и натяжения всех тросов 15. Стабилизацию законцовки штанги 9 (а именно стыковочного конуса 11 в набегающем потоке) производят аэродинамическими рулями 12. Штанга 9 дополнительно стабилизируется в воздушном потоке с помощью аэродинамических поверхностей 13, закрепленных на штанге 9 (фиг. 1 и 3). После подъема штанги 9 стоек 18 закрывается створками 19, обеспечивая этим снижение лобового сопротивления самолета-заправщика в целом.
При проведении дозаправки (фиг. 4, б) заправляемый самолет (поз. В), ориентируясь по включенным огням наведения 22, расположенных в два ряда на верхней поверхности фюзеляжа 1, подходит в зону дозаправки и, варьируя скоростью, производит стыковку своей топливозаправочной штанги со стыковочным конусом 11, расположенным на законцовке штанги 9. При этом нагрузки, возникающие на штанге 9 при нерасчетной величине удара заправляемым самолетом, компенсируются натяжением тросов 15 тросовых лебедок 8, установленных в обтекателях 7 на крыле 3. После стыковки производится перекачивание топлива из баков 26А и 26Б в баки заправляемого самолета. После принятия требуемого количества топлива заправляемым самолетом производится этап расцепа штанги заправляемого самолета со стыковочным конусом 11 самолета-заправщика. Огни наведения 22 и прожектора 21 (освещающие в процессе дозаправки стыковочный конус 11 и нижнюю поверхность заправляемого самолета) выключаются. Самолет-заправщик готов к следующей дозаправке.
Дозаправки самолетов от жесткой заправочной штанги 23 производится аналогично указанному в (6, 7, 9 12). При этом для наведения заправляемого самолета включаются огни 22 и прожектора, установленные на нижней поверхности фюзеляжа 1 самолета-заправщика.
Конструкция предлагаемого самолета-заправщика позволяет одновременно производить дозаправку топливом в полете самолетов, оборудованных либо приемочной штангой, либо топливоприемником.
По окончании дозаправки выключаются огни наведения 22 и прожектора 21, а штанга 9 убирается в аэродинамические обтекатели 17. При уборке штанги 9 тросовая лебедка 8, размещенная в отсеке 14 фюзеляжа 1, производит разматывание троса 15 с одновременным поддерживанием требуемого натяжения последнего, а тросовые лебедки 8, размещенные в обтекателях 7, производят наматывание на свой барабан троса 15, также поддерживая натяжение тросов 15, закрепленных в одной точке на штанге 9. Гидроцилиндр 16 обеспечивает уборку штанги 9. При достижении штангой 9 горизонтального положения, когда штанга 9 будет находится между аэродинамическими обтекателями 17, а стыковочный конус 11 будет убран в отсек 18, створки 19 этого отсека закроются, обеспечивая плавность обтекания фюзеляжа 1. Заправочная штанга 23 также убирается в исходное положение (прижатое к нижней поверхности хвостовой части фюзеляжа).
Повышение эффективности применения предлагаемого самолета-заправщика по отношению к находящимся в эксплуатации заключается в том, что он сможет одновременно производить дозаправку самолетов, оборудованных либо приемочной штангой, либо топливоприемником. При этом, для дозаправки самолетов, оборудованных приемочной штангой, улучшаются режимы подхода заправляемого самолета к заправщику за счет устранения вредного воздействия на заправляемый самолет спутных вихрей от крыла и двигателей самолета-заправщика. Применение указанной топливозаправочной штанги и системы ее фиксации в воздушном потоке позволит производить дозаправку не только самолетов, но и вертолетов, исключив для дозаправки вертолетов применение длинной приемочной штанги, что, в свою очередь, позволит повысить маневренные свойства вертолетов. Указанная топливозаправочная штанга за счет обеспечения большой жесткости путем применения растяжек, не сказывающихся практически на летно-тактических характеристиках самолета-заправщика, позволит сократить количество попыток для контактирования, что весьма сложно сделать в условиях турбулентной атмосферы.
Формула изобретения: 1. Самолет-заправщик, содержащий фюзеляж с кабиной пилота в носовой части и кабиной оператора системы заправки в хвостовой части с окном обзора, двигатель, установленный на крыле, хвостовое оперение, топливную систему, включающую топливные баки, размещенные в крыле и фюзеляже, систему заправки с заправочной штангой, закрепленной в нижней части хвостового отсека фюзеляжа с возможностью поворота в вертикальной и горизонтальной плоскостях и телескопическим выдвижением и снабженную аэродинамическими рулями, магистраль заправки с насосами, обратными клапанами, регуляторами давления и датчиком-расходомером, отличающийся тем, что на верхней части фюзеляжа шарнирно установлена с возможностью поворота в вертикальной плоскости дополнительная заправочная штанга со стыковочным конусом, контактным штуцером и рулями на ее верхнем конце и стабилизирующими поверхностями, установленными вдоль штанги на ее нижнем конце в направлении потока, при этом заправочная штанга снабжена приводом в виде установленного на фюзеляже гидроцилиндра и устройством фиксации рабочего положения штанги, выполненным в виде тросовых растяжек, закрепленных на штанге с возможностью обеспечения ее равновесия в рабочем положении, и лебедок, установленных под обтекателями, размещенными на корневой части крыльев и в отсеке на фюзеляже перед установочным шарниром штанги, при этом на верхней части фюзеляжа установлены продольные обтекатели, а в хвостовой части фюзеляжа образован отсек со створками для размещения под обтекателем штанги в убранном положении, а в отсеке ее стыковочного конуса.
2. Самолет-заправщик по п.1, отличающийся тем, что хвостовое оперение выполнено в виде стабилизаторов с установленными на их законцовках вертикальными шайбами, боковая поверхность заправочной штанги выполнена в виде обтекаемого аэродинамического профиля, по размаху продольных обтекателей на фюзеляже установлено светосигнальное оборудование, а в хвостовой части фюзеляжа размещен прожектор, установленный с возможностью освещения заправляемого самолета с узлом заправки, исключающей ослепление пилота.