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

САМОЛЕТ-ЗАПРАВЩИК

Патент Российской Федерации
Суть изобретения: Изобретение относится к авиационной технике, a именно к конструкциям самолетов-заправщиков. Самолет-заправщик содержит фюзеляж с кабиной оператора системы заправки в хвостовой части, окно обзора для оператора, крылья, двигатели, установленные на крыле, шасси, хвостовое оперение, топливную систему, систему заправки, включающую жесткую заправочную штангу, закрепленную в нижней части хвостового отсека фюзеляжа с возможностью опускания и телескопического выдвижения, состоящую из двух концентрических труб с датчиком топлива на конце, хвостовое оперение в виде двух шайб вертикального оперения, установленного на концах горизонтального оперения, система заправки включает в себя дополнительные поднимающиеся топливозаправочные штанги, закрепленные на фюзеляже симметрии по продольной оси фюзеляжа, с возможностью поворота в вертикальной плоскости относительно узла крепления, на фюзеляже в точках максимально возможного удаления от узлов крепления штанг оборудованы отсеки для тросовых лебедок. Уборка и выпуск каждой штанги выполняются с помощью силового гидроцилиндра. 5 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: 2142897
Класс(ы) патента: B64D39/00, B64C39/00
Номер заявки: 94031002/28
Дата подачи заявки: 19.08.1994
Дата публикации: 20.12.1999
Заявитель(и): Егоршев Анатолий Викторович; Комаров Владимир Александрович; Ломакин Владимир Владимирович; Рафеенков Владимир Михайлович
Автор(ы): Егоршев Анатолий Викторович; Комаров Владимир Александрович; Ломакин Владимир Владимирович; Рафеенков Владимир Михайлович
Патентообладатель(и): Егоршев Анатолий Викторович; Комаров Владимир Александрович; Ломакин Владимир Владимирович; Рафеенков Владимир Михайлович
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, крыло, шасси, хвостовое оперение нормальной схемы, топливную систему, включающую топливные баки и оборудование, и систему заправки, включающую размещенную в автономной подвесной гондоле рычажно-шарнирную систему из жестких труб, на свободном конце которой установлен стыковочный конус [1] . Верхняя труба данной системы заправки, поворачиваясь в вертикальной плоскости, позволяет маневрировать заправляемому самолету в определенной зоне. Кроме механизма системы заправки, в подвесной гондоле может размещаться расходный топливный бак.
Недостатком известного самолета-заправщика является то, что при проведении дозаправки заправляемый самолет попадает в зону спутных от вихрей от двигателей самолета-заправщика, и вихрей, срывающихся с крыла. Это происходит потому, что минимальное расстояние между заправляемым самолетом, который находится с принижением сзади от самолета-заправщика, составляет не более 5 - 6 м от несущих поверхностей последнего. В этих условиях летчикам заправляемых самолетов трудно установить контакт с заправщиком из-за турбулентности воздушного потока. Известный самолет-заправщик практически не применим для дозаправки вертолетов, так как размещение известной системы заправки [1] под фюзеляжем самолета-заправщика требует установки на заправляемый вертолет длинной (до 6 метров) заправочной штанги, а это, в свою очередь, сильно ухудшает маневренные характеристики вертолета и увеличивает вибрацию последнего.
Известен самолет-заправщик, содержащий фюзеляж с кабиной экипажа в передней части и кабиной оператора системы дозаправки в хвостовой части, крылья, двигатели, установленные на крыле, шасси, хвостовое оперение, топливную систему, систему заправки, содержащую жесткую трубу длиной 1,22 м, на которой установлены складывающийся конус и топливозаправочный штуцер, переходник длиной 1,07 м, соединяющий трубу с гибким шлангом [2]. При этом образуется система "шланг-конус" длиной около 3,96 м, весом около 55 кг. Система "шланг-конус" [3] позволяет использовать укороченный шланг большого диаметра, армированный стальными кольцами.
Недостатком известного самолета-заправщика является то, что малая длина системы заправки не исключает попадание заправляемого самолета в зону срывных вихрей, исходящих от самолета-заправщика, что затрудняет контактирование заправляемого самолета со стыковочным конусом и может привести к аварийной ситуации. При этом практически невозможна дозаправка вертолетов, для которых потребуется устанавливать длинную топливозаправочную штангу, чтобы устранить опасность удара лопасти несущего винта по выпущенной с самолета-заправщика системе дозаправки.
Наиболее близким техническим решением, выбранным в качестве прототипа, является самолет-заправщик, содержащий фюзеляж с кабиной экипажа в носовой части и кабиной оператора системы дозаправки в хвостовой части, окно обзора для оператора, крылья, двигатели, установленные на крыле, шасси, хвостовое оперение, топливную систему, систему заправки, включающую жесткую топливозаправочную штангу, состоящую из двух концентрических труб, на внешней из которых установлены рули направления и высоты, а внутренняя труба оборудована на свободном конце датчиком топлива, связанным посредством штанги с магистралью заправки, при этом заправочная штанга крепится в нижней части хвостового отсека фюзеляжа с возможностью ее опускания и телескопического выдвижения, а вдоль нижней части фюзеляжа установлены огни наведения [4]. Заправочная штанга [5], состоящая из двух концентрических труб, может удлиняться с 8,5 м (сложенное положение штанги) до 14,3 м (полностью выпущенное положение). В исходном положении штанга закрепляется под углом 11o к оси фюзеляжа и во время заправки дополнительно удлиняется на 1,2 м. Нормальный диапазон углов отклонения штанги составляет в горизонтальной плоскости 30o, в вертикальной - от + 12,5o до - 50o.
Недостатком самолета-заправщика, выбранного в качестве прототипа, является то, что малая длина заправочной штанги не обеспечивает условий, при расположении упомянутых самолетов в строю "кильватер", исключающих попадание заправляемого самолета в зону срывных вихрей с крыла самолета-заправщика и в зону турбулентной атмосферы, вызванной работой двигателей. По этой причине затруднено управление заправляемым самолетом в непосредственной близости от самолета-заправщика. В операции по дозаправке помимо пилотов обоих самолетов должен участвовать и специально подготовленный оператор заправки. К конструктивным недостаткам самолета-заправщика относится и то, что исключается возможность дозаправки летательных 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 вследствие наличия вращающихся лопастей несущего винта вертолета.
Технической задачей, решаемой данным изобретением, является расширение эксплуатационных возможностей самолета-заправщика.
Решением поставленной технической задачи в самолете-заправщике, содержащем фюзеляж с кабиной экипажа в носовой части и кабиной оператора системы заправки в хвостовой части, окно обзора для оператора, крылья, двигатели, установленные на крыле, шасси, хвостовое оперение, топливную систему, систему заправки, включающую жесткую топливозаправочную штангу, состоящую из двух концентрических труб, на внешней из которых установлены рули направления и высоты, а внутренняя труба оборудована на свободном конце датчиком топлива, связанным посредством штанги с магистралью заправки, при этом заправочная штанга крепится в нижней части хвостового отсека фюзеляжа с возможностью ее опускания и телескопического выдвижения, а вдоль нижней части фюзеляжа установлены огни наведения, является то, что хвостовое оперение выполнено в виде двух шайб вертикального оперения, установленного на концах горизонтального оперения, система заправки включает дополнительные поднимающиеся топливозаправочные штанги, закрепленные на фюзеляже симметрично продольной оси последнего с возможностью поворота в вертикальной плоскости относительно узла крепления, каждая из которых имеет длину не менее половины длины фюзеляжа и снабжена жестким стыковочным конусом с контактным штуцером, аэродинамическими рулями и стабилизирующими плоскостями, крыло дополнительно снабжено обтекателями, установленными в области корневых нервюр, внутри которых размещены дополнительные тросовые лебедки, на фюзеляже, в точках максимально возможного удаления от узлов крепления топливозаправочных штанг оборудованы отсеки для тросовых лебедок, в плоскости уборки топливозаправочных штанг вдоль фюзеляжа установлены дополнительные аэродинамические обтекатели, при этом топливозаправочный конус жестко закреплен на заканцовке топливозаправочной штанги, стабилизирующие плоскости закреплены в нижней части штанг параллельно друг другу вдоль последних, свободные концы тросов соответствующих крыльевых и фюзеляжных тросовых лебедок закреплены на топливозаправочных штангах в одной точке, причем уборка и выпуск каждой штанги выполняются с помощью силового гидроцилиндра, установленного на фюзеляже, штанга выполнена с поперечным сечением профиля, обеспечивающим плавность его обтекания воздушным потоком, стыковочный конус убирается в отсек фюзеляжа, закрывающийся створками, вдоль аэродинамических обтекателей, расположенных вдоль фюзеляжа, и на задней кромке штанг вдоль последних установлены огни наведения, а прожектора, установленные в отсеке хвостовой части фюзеляжа, ориентированы на освещение точек заправки и всей нижней поверхности заправляемого летательного аппарата.
Сопоставительный анализ изобретения с прототипом показывает, что заявляемый самолет-заправщик отличается от известного тем, что хвостовое оперение выполнено в виде двух шайб вертикального оперения, установленного на концах горизонтального оперения, система заправки включает дополнительные поднимающиеся топливозаправочные штанги, закрепленные на фюзеляже симметрично продольной оси последнего, с возможностью поворота в вертикальной плоскости относительно узла крепления, каждая из которых имеет длину не менее половины длины фюзеляжа и снабжена жестким стыковочным конусом с контактным штуцером, аэродинамическими рулями и стабилизирующими плоскостями, крыло дополнительно снабжено обтекателями, установленными в области корневых нервюр, внутри которых размещены дополнительные тросовые лебедки, на фюзеляже, в точках максимально возможного удаления от узлов крепления топливозаправочных штанг, оборудованы отсеки для тросовых лебедок, в плоскости уборки топливозаправочных штанг вдоль фюзеляжа установлены дополнительные аэродинамические обтекатели, при этом топливозаправочный конус жестко закреплен на заканцовке топливозаправочной штанги, стабилизирующие плоскости закреплены в нижней части штанг параллельно друг другу вдоль последних, свободные концы тросов соответствующих крыльевых и фюзеляжных тросовых лебедок закреплены на топливозаправочных штангах в одной точке, причем уборка и выпуск каждой штанги выполняются с помощью силового гидроцилиндра, установленного на фюзеляже, штанга выполнена с поперечным сечением профиля, обеспечивающим плавность его обтекания воздушным потоком, стыковочный конус убирается в отсек фюзеляжа, закрывающийся створками, вдоль аэродинамических обтекателей, расположенных вдоль фюзеляжа, и на задней кромке штанг вдоль последних установлены огни наведения, а прожектора, установленные в отсеке хвостовой части фюзеляжа, ориентированы на освещение точек заправки и всей нижней поверхности заправляемого летательного аппарата.
Таким образом, заявляемый самолет-заправщик соответствует критерию изобретения "новизна".
Сравнение заявляемого технического решения не только с прототипом, но и другими техническими решениями [6], [7] в данной области техники не позволило выявить в них признаки, отличающие заявляемое техническое решение от прототипа, что позволяет сделать вывод о соответствии критерию "существенные отличия".
Сущность изобретения поясняется иллюстрациями, где на фиг.1 представлен общий вид самолета-заправщика с поднятыми в рабочее положение топливозаправочными штангами; на фиг. 2 - схема самолета-заправщика, вид спереди, с поднятыми в рабочее положение топливозаправочными штангами; на фиг.3 представлены вариант конструкции топливозаправочной штанги и схема ее закрепления на фюзеляже; на фиг.4 показаны самолет-заправщик при убранной в аэродинамические обтекатели топливозаправочной штангой (а) и схема дозаправки при поднятых в рабочее положение топливозаправочных штангах (б); на фиг.5 показаны возможные варианты размещения топливозаправочных штанг на самолете-заправщике.
Самолет-заправщик содержит фюзеляж 1 с кабиной экипажа 2 в носовой части, кабину 3 оператора системы дозаправки в хвостовой части фюзеляжа 1, окно 4 обзора для оператора, крылья 5, двигатели 6, установленные на крыле 5, шасси (на фиг. 1 - 5 для полетной конфигурации не показано), хвостовое оперение, выполненное в виде двух шайб 7 вертикального оперения, установленного на концах горизонтального оперения 8.
Система заправки содержит основную жесткую телескопическую штангу 9 и дополнительные топливозаправочные штанги 10. Штанга 9 крепится в нижней части хвостового отсека фюзеляжа 1 с возможностью ее опускания и телескопического выдвижения и состоит из двух концентрических труб, на внешней из которых установлены рули 11 направления и высоты, а внутренняя труба оборудована на свободном конце датчиком 12 топлива, связанным посредством штанги 9 с магистралью заправки (не показана).
Дополнительные поднимающиеся топливозаправочные штанги 10 закреплены на фюзеляже 1 симметрично продольной оси последнего с возможностью поворота в вертикальной плоскости относительно узла крепления 13. Каждая из штанг 10 снабжена жестким стыковочным конусом 14, расположенным на заканцовке последней, с контактным штуцером внутри конуса 14 (штуцер не показан) и аэродинамическими рулями 15, выполненными управляемыми. При этом штанга 10 выполнена длиной не менее половины длины фюзеляжа 1. В нижней части штанг 10, параллельно друг другу вдоль штанги 10, установлены стабилизирующие плоскости 16, а сама штанга 10 выполнена с поперечным сечением профиля, обеспечивающим плавность его обтекания воздушным потоком (см. фиг.3). На фюзеляже 1 перед узлами крепления 13 дополнительных топливозаправочных штанг 10, на максимально возможном удалении от узлов крепления 13, оборудованы отсеки 17 для размещения в них тросовых лебедок 18. Аналогичные тросовые лебедки 18 установлены в обтекателях 19, расположенных на крыльях 5. Концы всех тросов 20, намотанных на тросовые лебедки 18, соответствующим образом закреплены в одной точке на каждой из топливозаправочных штанг 10. В районе каждого шарнирного узла 13 установлен силовой гидроцилиндр 21 (см. фиг.3), предназначенный для поднятия и уборки штанги 10, шток которого укреплен в силовом узле на штанге 10, а корпус - на фюзеляже 1. Вдоль фюзеляжа 1 в плоскости уборки каждой из штанг 10 установлены аэродинамические обтекатели 22, расположенные параллельно друг другу и симметрично продольной оси фюзеляжа 1. В хвостовой части фюзеляжа 1 оборудованы отсеки 23 (по количеству топливозаправочных штанг 10), предназначенные для уборки в них стыковочного конуса 14, закрывающиеся створками 24, и отсеки 25 (также по количеству штанг 10) с размещенными в них прожекторами 26, предназначенными для освещения точек заправки (стыковочных конусов 14) и всей нижней поверхности заправляемого летательного аппарата. По поверхности фюзеляжа 1 вдоль аэродинамических обтекателей 22 установлены огни наведения 27. Вспомогательные огни наведения 28 установлены по длине топливозаправочных штанг 10 на задней части профиля упомянутых штанг 10. Топливная система самолета-заправщика включает в себя также крыльевые 29 и фюзеляжные 30 топливные баки (фиг. 1).
Принцип работы элементов системы дозаправки топливом в полете, являющейся основной частью самолета-заправщика, заключается в следующем.
Перед вылетом на дозаправку на самолете-заправщике заправляются топливные баки 29 и 30. На подготовленном к взлету самолете-заправщике все дополнительные топливозаправочные штанги 10 находятся в убранном в аэродинамические обтекатели 22 положении, при котором стыковочные конусы 14 упомянутых штанг 10 находятся в убранном в отсеки 23 положении, а отсеки 23 закрыты створками 24. Тросы 20 намотаны на тросовые лебедки 18 и удерживают каждую штангу 10 в прижатом к фюзеляжу 1 положении, фиксируя штангу 10 от колебаний. При этом производится соответствующее натяжение тросов 20. Основная топливозаправочная штанга 9 также находится в сложенном положении [5]. Огни наведения 27, 28 и прожектора 26 не включены.
Взлет самолета-заправщика производится аналогично взлету самолета 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 или соответственно сзади и ниже самолета заправщика - поз. "В") (фиг.4,б), производится подъем одной или всех топливозаправочных штанг 10 (фиг.5) из положения, показанного на фиг. 4,а, в положение, показанное на фиг. 1 - 4,б и 5. Для этого открываются створки 24 отсеков 23 (согласно полетному заданию) и с помощью силовых гидроцилиндров 21 штанги 10 поднимаются, поворачиваясь в шарнирном узле крепления 13, принимая требуемое для контактирования положение. Подготовленное для дозаправки положение самолета-заправщика и его оборудование показаны на фиг.1 - 4, б и 5. При подъеме каждой из штанг 10 их горизонтальные рули 15, поворачиваясь в собственных узлах навески, отслеживают угол подъема штанги 10, а соответствующие тросовые лебедки 18, установленные в обтекателях 19 на крыле 5 и в отсеках 17 на фюзеляже 1, производят путем соответствующего разматывания и сматывания тросов 20 стабилизацию штанги 10 в воздушном потоке во всем ее диапазоне углов подъема. В конце подъема топливозаправочная штанга 10 фиксируется в поднятом положении с помощью постановки на гидрозамок силового гидроцилиндра 21 и натяжением тросов 20. Стабилизацию каждой штанги 10 дополнительно осуществляют с помощью аэродинамических плоскостей 16 и рулей 15 (фиг.3). После подъема штанг 10 отсеки 23 закрываются створками 24, обеспечивая уменьшение лобового сопротивления самолета-заправщика, а огни наведения 27, расположенные вдоль фюзеляжа 1, и огни наведения 28, расположенные вдоль штанги 10, включаются. По необходимости включаются и прожектора 26, размещенные в отсеках 25.
При проведении дозаправки (фиг, 4,б) заправляемый самолет (поз. "В"), ориентируясь по включенным огням наведения 27 и 28, подходит в зону дозаправки к стыковочному конусу 14 и, маневрируя, производит стыковку своей топливозаправочной штанги с конусом 14, расположенным на заканцовке штанги 10 самолета-заправщика. При этом нагрузки, передающиеся на штангу 10 от заправляемого самолета, компенсируются жесткостью штанги 10 и натяжением соответствующих тросов 20. После стыковки и соединения топливных магистралей заправляемого самолета и самолета-заправщика, через контактный штуцер стыковочного конуса 14 производится перекачивание топлива из топливных баков 29 и 30 самолета-заправщика в топливные баки заправляемого самолета. После принятия заправляемым самолетом требуемого количества топлива по командам производится этап расцепа топливозаправочной штанги заправляемого самолета (поз. "В") со стыковочным конусом 14 самолета-заправщика. Огни наведения 27 и 28, а также прожектора 26 (освещающие в процессе дозаправки стыковочные конусы 14 и нижнюю поверхность заправляемого летательного аппарата), выключаются или остаются включенными для последующей дозаправки. После выхода дозаправленных самолетов из зоны дозаправки самолет-заправщик готов к проведению дозаправки других самолетов.
Дозаправка самолетов от штатной жесткой заправочной штанги 9 производится аналогично указанному в /5/ и /6/. При этом дополнительные топливозаправочные штанги 10 могут находиться как в поднятом, так и в убранном положении, а для наведения заправляемого самолета могут использоваться либо штатные для упомянутой штанги 9 огни, либо соответствующие огни наведения 27, размещенные на фюзеляже 1 вдоль аэродинамических обтекателей 22, расположенных на нижней части фюзеляжа. Конструкция предлагаемого самолета-заправщика позволяет одновременно производить дозаправку топливом в полете летательных аппаратов (вертолетов или самолетов), оборудованных либо приемочной штангой, либо топливоприемником.
По окончании дозаправки выключаются огни наведения 27 и 28, прожектора 26, а использовавшиеся при дозаправке штанги 9 или 10 убираются. При этом штанга 9 поднимается в соответствующее положение, а штанги 10 убираются в свои аэродинамические обтекатели 22 (конус 14 - в отсеки 23). Уборку штанг 10 производят с помощью гидроцилиндра 21, поддерживая ее устойчивое в потоке положение с помощью натяжения тросов 20. При определенном угле наклона штанги 10 открываются створки 24 отсеков 23, в которые помещается конус 14. При достижении штангой 10 горизонтального положения, когда она окажется между аэродинамическими обтекателями 22, а конус 14 будет полностью убран в отсек 22, створки 24 закрываются. Соответствующие тросовые лебедки 18 произведут дополнительное натяжение тросов 20 и жестко прижмут штанги 10 к фюзеляжу 1.
Повышение эффективности применения предлагаемого самолета-заправщика по отношению к находящимся в эксплуатации заключается в том, что он сможет одновременно производить дозаправку летательных аппаратов (самолетов и вертолетов), оборудованных либо приемочной штангой, либо топливоприемником. Указанное расположение топливозаправочных штанг позволит устранить вредное влияние срывных вихрей на заправляемый самолет или вертолет. Применение указанной топливозаправочной штанги позволит производить дозаправку топливом в полете не только самолетов, но и вертолетов, исключив применение на последних длинной топливозаправочной штанги, что в свою очередь позволит повысить маневренные свойства вертолетов, уменьшить их вес, снизить вибрационные нагрузки. За счет применения тросовых растяжек увеличивается жесткость штанги при уменьшении ее веса, повышается стабилизация ее положения в воздушном потоке, что позволит сократить количество попыток на контактирование и тем самым уменьшить время на дозаправку и расход топлива.
Источники информации
1. Л. Б. Лещинер, И.Е.Ульянов "Проектирование топливных систем самолетов"/Под ред. д-ра техн. наук Г.С.Скубачевского. -М.: Машиностроение, 1975 г., стр. 206-207, рис. 7.27. (аналог).
2. Техническая информация ЦАГИ. Новости зарубежной науки и техники. Серия: Авиационная и ракетная техника, 1985 г. Н 11, стр. 16 (2-я колонка, 23-35 строка сверху) (аналог).
3. Л. Б. Лещинер, И.Е.Ульянов "Проектирование топливных систем самолетов"/Под ред. д-ра техн.наук Г.С.Скубачевского. -М.: Машиностроение, 1975 г. , стр. 206, рис.7.26.
4. Техническая информация ЦАГИ. Новости зарубежной науки и техники. Серия: Авиационная и ракетная техника. 1985 г. , Н 11 (1513), стp.11, 16 (раздел "Конструкция и бортовые системы самолета КС-135) рис. 4 (стр. 12-13 - компоновочная схема самолета KC-135) - прототип.
5. Л. Б. Лещинер, И.E.Ульянов "Проектирование топливных систем самолетов"/Под ред. д-ра техн. наук Г.С. Скубачевского. -М.: Машиностроение, 1975 г., стр.194-197, рис.7.14., 7.15., 7.16.
6. Журнал "FLIGHT ", 1982 г., 10.04., H 3805, стр.932 "КС-10 - транспортный самолет-танкер".
7. Журнал "FLIGHT", 1982 г., 10.04., H 3805, стр.937-939 "Новая система дозаправки МК-32 на самолете VC-10".
Формула изобретения: Самолет-заправщик, содержащий фюзеляж с кабиной экипажа в носовой части и кабиной оператора системы дозаправки в хвостовой части, окно обзора для оператора, крылья, двигатели, установленные на крыле, шасси, хвостовое оперение, топливную систему, систему заправки, включающую жесткую топливозаправочную штангу, состоящую из двух концентрических труб, на внешней из которых установлены рули направления и высоты, а внутренняя труба оборудована на свободном конце датчиком топлива, связанным посредством штанги с магистралью заправки, при этом заправочная штанга крепится в нижней части хвостового отсека фюзеляжа с возможностью ее опускания и телескопического выдвижения, а вдоль нижней части фюзеляжа установлены огни наведения, отличающийся тем, что хвостовое оперение выполнено в виде двух шайб вертикального оперения, установленного на концах горизонтального оперения, система заправки включает в себя дополнительные поднимающиеся топливозаправочные штанги, закрепленные на фюзеляже симметрично продольной оси последнего с возможностью поворота в вертикальной плоскости относительно узла крепления, каждая из которых имеет длину не менее половины длины фюзеляжа и снабжена жестким стыковочным конусом с контактным штуцером, аэродинамическими рулями и стабилизирующими плоскостями, крыло дополнительно снабжено обтекателями, установленными в области корневых нервюр, внутри которых размещены дополнительные тросовые лебедки, на фюзеляже, в точках максимально возможного удаления от узлов крепления топливозаправочных штанг, оборудованы отсеки для тросовых лебедок, в плоскости уборки топливозаправочных штанг вдоль фюзеляжа установлены дополнительные аэродинамические обтекатели, при этом топливозаправочный конус жестко закреплен на заканцовке топливозаправочной штанги, стабилизирующие плоскости закреплены в нижней части штанг параллельно друг другу вдоль последних, свободные концы тросов соответствующих крыльевых и фюзеляжных тросовых лебедок закреплены на топливозаправочных штангах в одной точке, причем уборка и выпуск каждой штанги выполняется с помощью силового гидроцилиндра, установленного на фюзеляже, штанга выполнена с поперечным сечением профиля, обеспечивающим плавность его обтекания воздушным потоком, стыковочный конус убирается в отсек фюзеляжа, закрывающийся створками, вдоль аэродинамических обтекателей, расположенных вдоль фюзеляжа, и на задней кромке штанги вдоль последней установлены огни наведения, а прожектора, установленные в отсеке хвостовой части фюзеляжа, ориентированы на освещении точек заправки и всей нижней поверхности заправляемого летательного аппарата.