CN110356574B - 一种提高软管式空中加油速率的装置 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种提高软管式空中加油速率的装置，包括加油软管(15)、智能空气组件(10)、受油锥套(11)、伞套(18)，所述加油软管(15)穿过所述智能空气组件(10)并延伸至受油锥套(11)内的加油套孔(63)，所述智能空气组件(10)包括多个飞行控制舵面(12)，通过控制飞行控制舵面(12)的角度能够控制受油锥套的相对运动，所述受油锥套(11)内加油套孔(63)两侧对称设置一组图像采集及信号发射组件，通过图像采集及信号发射组件能够识别、锁定并对准战斗机加油管(71)，所述伞套(18)与受油锥套(11)的末端连接，本发明与战斗机加油管自动对准，降低空中加油操作难度，加油速率高。
Description
技术领域
本发明涉及一种提高软管式空中加油速率的装置，属于空中加油技术领域。
背景技术
自软管空中加油技术的出现至今，经过几十年的发展及技术积累，软管空中加油技术日臻成熟，在世界各国空军中得到广泛运用。但软管空中加油技术工作时受大气紊流影响，空中对接困难，对飞行员的操作技术要求高，飞行员需驾驶战机向前并控制好飞行速度和方向来对准加油锥套，操作繁琐难度高，尤其是在夜间空中加油。同时软管加油速度较慢(约1500升/分钟)，与硬管加油(约4000升/分钟)差距较大，因此急需一种对接准确、加油速度快的装置以提高我军战斗机目前存在的上述空中加油的问题。
发明内容
本发明提供了一种提高软管式空中加油速率的装置，主要对我军现有“软管式”空中加油技术改良，使其实现空中自动对接加油，解决战斗机空中加油困难的技术难题，同时提升软管加油的加油速度。
实现本发明目的的技术解决方案为：一种提高软管式空中加油速率的装置，包括加油软管、智能空气组件、授油锥套、伞套，所述加油软管穿过所述智能空气组件并延伸至授油锥套内的加油套孔，所述智能空气组件包括多个飞行控制舵面，通过控制飞行控制舵面的角度能够控制授油锥套的相对运动，所述授油锥套内加油套孔两侧对称设置一组图像采集及信号发射组件，通过图像采集及信号发射组件能够识别、锁定并对准战斗机加油管，所述伞套与授油锥套的末端连接。
优选地，在智能空气组件的上游端还包括增压模块以提高输油速度。
优选地，所述增压模块包括至少两个并列的第一电机、至少两段输油管、涡轮增压仓和位于涡轮增压仓内的涡轮以及外壳，其中每个所述第一电机的输出轴连接一涡轮。
优选地，相邻的两个所述第一电机的转向相同或相反。
优选地，每个所述飞行控制舵面配置一个回收系统，所述回收系统包括含有伸缩杆的液压推杆、金属杆和曲轴，所述液压推杆的伸缩杆通过金属杆与曲轴铰接，所述曲轴与飞行控制舵面底端的连接杆连接，所述智能空气组件还包括与每个飞行控制舵面对应的回收仓，所述回收系统能够通过伸缩杆的伸缩运动控制飞行控制舵面回收至回收仓内。
优选地，每个所述飞行控制舵面还配置一个转向系统，所述转向系统包括第二电机、第一齿轮、齿条、第二齿轮、角度传感器和位移传感器，所述第二电机的输出轴与第一齿轮连接，所述第一齿轮与齿条相配合，所述齿条还与第二齿轮相配合，所述第二齿轮与飞行控制舵面底端的连接杆固定连接，所述第二齿轮的下方设置有角度传感器用以读取第二齿轮的转动角度信息，所述齿条与位移传感器连接用以读取所述齿条的位置信息，所述转向系统能够控制飞行控制舵面的转动角度。
优选地，所述图像采集及信号发射组件包括高清摄像头与LED信号发射光源。
优选地，所述战斗机的加油管的端头为球状结构，在该球状结构的表面涂覆有逆反射薄膜。
优选地，在所述增压模块上游的加油软管外侧套设有弹簧。
本发明的有益效果是:在进行空中加油作业时，在一定范围内，战斗机驾驶员只需驾驶战机向前，无需对准加油锥套，加油锥套即能自动对接。对接速度快而准，一次加油成功率高，加油速率高，对飞行员的加油技术要求较低。且本装置结构简单稳定性较高。
除了上面所描述的目的、特征和优点之外，本发明还有其它的目的、特征和优点。下面将参照图，对本发明作进一步详细的说明。
附图说明
图1是本发明整体结构示意图。
图2是本发明整体俯视图。
图3是智能空气组件10的左视图内部结构。
图4是智能空气组件10的右视图内部结构。
图5是增压组件13的内部结构图。
图6是本发明整体结构的剖视图。
图7是授油锥套11的一侧的内视图。
图8是图像采集及信号发射组件放大图。
图9是战斗机加油管示意图。
图10是战斗机加油管正视图。
图11是计算机图像识别系统原理图。
具体实施方式
以下结合附图对本发明的实施例进行详细说明，但是本发明可以由权利要求限定和覆盖的多种不同方式实施。
如图1-2所示，该装置由一个传统授油锥套主体11、弹簧14、伞套18、加油软管15和一个智能空气组件10组成，智能空气组件包含水平垂直四片飞行控制舵面12，通过舵面角度的调整控制授油锥套11的相对运动。同时飞行控制舵面12为可伸缩设计，可伸缩至智能空气组件的回收仓16内，加油任务完成后，便于授油锥套的回收。与智能空气组件10相连接的是增压模块13。
图3为智能空气组件10的左视图内部结构，每个飞行控制舵面12设置一个液压推杆21，液压推杆的伸缩杆22通过金属杆23与曲轴24铰接。当伸缩杆22前后伸缩时带动曲轴24顺时针或逆时针转动，带动飞行控制舵面12展开或者回收进回收仓16内。
图4为智能空气组件10的右视图内部结构，每个飞行控制舵面12设置一个第二电机31，负责控制舵面的角度，第二电机转动轴与第一齿轮27连接，第一齿轮27转动带动齿条29左右平移，同时带动第二齿轮26转动，第二齿轮与舵面12固定，带动舵面12角度的变化。同时第二齿轮26下方设置角度传感器33，实时上传舵面12角度信息，齿条29下方设置位移传感器32实时上传齿条29的水平位移信息。角度传感器33可直接读取控制舵面12的角度信息，位移传感器32通过计算也可推导出控制舵面12的角度信息，作为冗余设计，提高系统可靠性。
智能空气组件10控制方式具备自动及手动两种模式，控制端设置于加油机内，可切换成手动模式。
图5-6所示为增压组件13的剖视图，该组件主要由两个并列的高功率的第一电机以及上下两段金属输油管42以及涡轮增压仓43组成，铝合金外壳45主要起整流保护作用。两个并列的高功率电机41一个顺时针转动，一个逆时针转动，可抵消电动机转子高速转动时产生的扭矩。第一电机转动带动设置于增压仓43内的涡轮44旋转，为加油软管末端二次增压，提高输油速度。
图7所示为授油锥套11内视图，锥套内加油套孔63两侧对称设置一组图像采集及信号发射组件，该组件由高清摄像头61与LED信号发射光源62组成，结合计算机图像识别系统，识别并锁定战斗机加油管71，根据左右两颗摄像头61获取的图像判断战机加油管与锥套的相对方位及距离，指挥智能空气组件10调整舵面12的方位和角度从而引导授油锥套11与战机受油探头对接。舵面12大小尺寸由风洞实验计算后确定。智能锥套电力由加油机输电线供电，输电线表面绝缘保护处理并与加油软管15相结合。
图8为图像采集及信号发射组件放大图，该装置包括一个高清摄像头61及上下两个LED信号发射光源62。
图9为战斗机加油管示意图，加油管72的端头为球状顶盖71加油时该顶盖弹出。为提高战斗机加油管被智能锥套识别的可靠性，在加油管顶盖71表面增加逆反射薄膜82、81使其高效反射LED信号发射光源发射的频闪信号，使其在复杂气象及夜间条件下也能识别也被智能锥套识别并锁定。
图10为战斗机加油管正视图，逆反射薄膜采用双色设计，例如橙色逆反射薄膜81及蓝色逆反射薄膜82。采用两种颜色的逆反射薄膜交叉布置的形式有利于提高近距离时图像识别的精度。
图11为计算机图像识别系统原理图，该图下方所示为从授油锥套11向战斗机方向的左右摄像头61与加油套孔63之间的相对关系。
锥套内侧的高清摄像头组件61分别位于加油套孔63两侧，摄像头61与套孔63距离相同。锥套内左右两个高清摄像头61拍摄，并获取战斗机加油管顶盖71的相对位置(a,b)和(x,y)。
当a+x＝0且b＝y＝0时则可得知加油套孔63与战斗机加油管顶盖71处于同一直线上。
当a+x＞0时则可得知战斗机加油管顶盖71在加油套孔63的右侧；
当a+x＜0时则可得知战斗机加油管顶盖71在加油套孔63的左侧；
当b＝y＞0时则可得知战斗机加油管顶盖71在加油套孔63的上方；
当b＝y＜0时则可得知战斗机加油管顶盖71在加油套孔63的下方。
计算机通过计算，指挥智能空气组件10调整控制舵面12角度，引导锥套与战斗机主动对接。
以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
Claims (8)
1.一种提高软管式空中加油速率的装置，其特征在于包括加油软管(15)、智能空气组件(10)、授油锥套(11)、伞套(18)，所述加油软管(15)穿过所述智能空气组件(10)并延伸至授油锥套(11)内的加油套孔(63)，所述智能空气组件(10)包括多个飞行控制舵面(12)，通过控制飞行控制舵面(12)的角度能够控制授油锥套的相对运动，所述授油锥套(11)内加油套孔(63)两侧对称设置一组图像采集及信号发射组件，通过图像采集及信号发射组件能够识别、锁定并对准战斗机加油管(72)，所述伞套(18)与授油锥套(11)的末端连接，
每个所述飞行控制舵面(12)配置一个回收系统，所述回收系统包括含有伸缩杆(22)的液压推杆(21)、金属杆(23)和曲轴(24)，所述液压推杆的伸缩杆(22)通过金属杆(23)与曲轴(24)铰接，所述曲轴(24)与飞行控制舵面(12)底端的连接杆连接，所述智能空气组件(10)还包括与每个飞行控制舵面(12)对应的回收仓(16)，所述回收系统能够通过伸缩杆(22)的伸缩运动控制飞行控制舵面(12)回收至回收仓(16)内。
2.根据权利要求1所述的装置，其特征在于，在智能空气组件(10)的上游端还包括增压模块(13)以提高输油速度。
3.根据权利要求2所述的装置，其特征在于，所述增压模块(13)包括至少两个并列的第一电机(41)、至少两段输油管(42)、涡轮增压仓(43)和位于涡轮增压仓内的涡轮(44)以及外壳(45)，其中每个所述第一电机(41)的输出轴连接一涡轮(44)。
4.根据权利要求3所述的装置，其特征在于，相邻的两个所述第一电机(41)的转向相同或相反。
5.根据权利要求1所述的装置，其特征在于，每个所述飞行控制舵面(12)还配置一个转向系统，所述转向系统包括第二电机(31)、第一齿轮(27)、齿条(29)、第二齿轮(26)、角度传感器(33)和位移传感器(32)，所述第二电机(31)的输出轴与第一齿轮(27)连接，所述第一齿轮与齿条(29)相配合，所述齿条(29)还与第二齿轮(26)相配合，所述第二齿轮(26)与飞行控制舵面(12)底端的连接杆固定连接，所述第二齿轮(26)的下方设置有角度传感器(33)用以读取第二齿轮的转动角度信息，所述齿条(29)与位移传感器(32)连接用以读取所述齿条(29)的位置信息，所述转向系统能够控制飞行控制舵面(12)的转动角度。
6.根据权利要求1-4任一项所述的装置，其特征在于，所述图像采集及信号发射组件包括高清摄像头(61)与LED信号发射光源(62)。
7.根据权利要求6所述的装置，其特征在于，所述战斗机的加油管(72)的端头为球状结构，在该球状结构的表面涂覆有逆反射薄膜。
8.根据权利要求2-4任一项所述的装置，其特征在于，在所述增压模块(13)上游的加油软管(15)外侧套设有弹簧(14)。
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