KR19990066145A - 텔레스코픽 급유 프로브를 갖는 항공기의 공중 급유 시스템 - Google Patents

Abstract

급유 탱크는 항공기 날개내의 투하 가능한 외부 연료 탱크에 장착된 파일론(pylon)으로부터 연장 및 수축이 가능한 복수의 텔레스코핑 튜브로 형성된 텔레스코픽 급유 프로브(probe)를 갖는다. 텔레스코픽 구동은 모터를 포함하는 구동 기구 및 한쪽에 슬라이드되도록 장착된 텔레스코핑 튜브를 연장 및 수축시키는 작동을 하는 나사 잭 기구에 의해 성립된다. 완전히 수축되었을 때의 상기 프로브는 조합된 연료 탱크 조립체내로 완전히 도입되므로 항공기에 일체의 부가 항력 또는 부가 양력이 발생하지 않고 상기 프로브는 은폐된 상태를 유지한다.

Description

텔레스코픽 급유 프로브를 갖는 항공기의 공중 급유 시스템

본 발명은 텔레스코핑 급유 시스템(telescoping refueling system)을 갖는 공중 급유 탱크에 관한 것으로, 특히, 항공기의 공중 급유에 사용하기 위해 연료 탱크에 장착되는 날개 파일론(pylon)내에 설치되는 장치에 관한 것이다.

항공기의 공중 급유 시스템은 다년간 사용되어 왔다. 상기 시스템은 일반적으로 "호스 릴 및 드로그 시스템(hose reel and drogue system)"으로 잘 알려져 있다. 상기 시스템은 머로우에 의해 1963.8.13 에 출원된 미국 특허 출원 제 3,100,614호, 커비에 의해 1962.10.30 에 출원된 미국 특허 출원 제 3,061,246호, 뉴맨에 의해 1986.12.30 에 출원된 미국 특허 출원 제 4,633,376호, 안데르슨에 의해 1978.6.20 에 출원된 미국 특허 출원 제 4,095,761호, 퍼렐라에 의해 1985.9.10 에 출원된 미국 특허 출원 제 4,540,144호 및 보잉에 의해 1954.4.27 에 출원된 영국 특허 출원 제 740,344호에 공지되어 있다.

퍼렐라의 특허출원을 제외한 모든 상기 시스템들에서, 급유중인 항공기의 공중 급유 프로브(probe)는 고정 유닛이 항공기의 연료 탱크로부터 돌출한 상태가 된다. 퍼렐라의 경우에는, 유압으로 구동되는 텔레스코핑 연료 프로브가 공지되어 있다. 유닛은 비교적 짧고 항공기 동체에 장착된 하우징내로 수축된다. 프로브가 완전히 수축된 위치에서 급유 노즐은 하우징으로부터 돌출한다.

종래 기술의 시스템들에서, 급유 프로브 또는 프로브 하우징의 전부분 또는 대부분은 급유시만이 아니라 항상 기류로 연장한 상태이다. 이는 항공기에 예기치 않은 항력 또는 양력을 부가시킨다. 또한, 가시 유닛은 군사 전략상 단점이 될 수 있는 항공기의 장범위한 기능들이 비우호적인 항공 정찰원들에게 즉각 노출될 수 있다.

또한, 종래의 많은 공중 급유 시스템에서, 급유 작업동안 조종사가 급유 프로브를 편리하게 관찰하는 것은 어렵다. 물론, 이것은 프로브와 드로그(drogue)의 결합을 어렵게 만들고 다른 승무원의 도움이 필요하다. 조종사가 단 한명인 전투기에서, 조종사는 드로그에 프로브의 결합을 쉽게 하기 위해 프로브를 주의 깊게 관찰하는 것이 중요하다.

본 발명의 시스템은 급유시에 조종사에 의해 쉽게 관찰될 수 있게 하기 위해 적당한 각도로 충분히 연장할 수 있고 항공기에 양력 또는 항력이 발생되지 않게 하기 위해 연료 탱크 파일론 내로 완전히 수축될수 있고 미급유시에는 관찰될 수 없는 텔레스코핑 프로브를 제공하여 공중 급유 시스템의 종래 기술에 비해 명백히 향상되었다.

본 발명의 시스템은 복수의 텔레스코핑 튜브 부재를 수용하고, 부재의 가장 깊숙한 부분은 부재의 말단부상에 연료 노즐을 갖는다. 텔레스코핑 부재는 전기 또는 공기 모터에 의해 연장 및 수축된 위치 사이에서 구동된다. 수축된 위치에서의 텔레스코핑 부재는 항공기의 급유 파일론이나 다른 외부 연료 탱크내에 완전히 포함된다. "건조"격실은 연료로부터 모터를 분리시키기 위해 탱크내의 모터에 제공된다.

부재가 연장된 위치에서, 가장 깊숙한 튜브의 프로브 노즐은 조종실로부터 조종사에 의해 쉽게 관찰될 수 있게 하기 위해 항공기에 대해 적당한 각도에서 외부로 충분히 연장한다.

모터의 회전 구동은 모터의 회전 운동이 가장 깊숙한 부분의 튜브의 선형 이동을 발생시키도록 가장 깊숙한 부분의 튜브에 고정되게 부착되는 너트 부재를 포함하는 나사 잭을 연장시키므로써 선형 구동으로 전환된다. 하나, 둘 또는 그 이상일 수 있는 다른 연장가능한 텔레스코핑 튜브는 제 2 나사 잭이나 미끄럼 구동에 의한 모터의 회전 구동에 대해 선형적으로 구동된다.

텔레스코핑 튜브는 모터의 회전을 역전시키므로써 튜브의 선형 운동을 역전시켜 상기 연료 탱크내로 수축된다.

향상된 공중 급유 시스템을 제공하기 위한 본 발명의 목적은 프로브 및 드로그형 급유 결합을 이용하는 것이다.

공중 급유 시스템을 제공하기 위한 본 발명의 나은 목적은 항공기 연료 탱크내로 완전히 수축될 수 있는 텔레스코핑 튜브를 사용하는 것이다.

공중 급유 시스템을 제공하기 위한 본 발명의 더 나은 목적은 급유 프로브가 조종실에서 조종사에 의해 쉽게 관찰될 수 있다는 것이다.

본 발명의 다른 목적들은 첨부된 도면과 함께 다음의 명세서에 의해 명백해질 것이다.

도 1 은 그 연장 위치에 있는 프로브(probe)의 측면도.

도 2 는 연료 탱크내로 수축된 프로브를 절단 도시한 측면도.

도 3 은 모터 장치를 도시한 측면도.

도 4 는 도 1 의 선 4-4 를 따라 취한 단면도.

도 5 는 도 4 의 선 5-5 를 따라 취한 단면도.

도 6 은 제 2 나사 잭 및 배럴 너트의 작동 상태를 나타내는, 도 1 의 선 6-6 을 따라 취한 단면도.

도 7 은 도 6 의 선 7-7 을 따라 취한 단면도.

도 8 은 도 6 의 선 8-8 을 따라 취한 단면도.

도 9 는 제 2 나사 잭의 작동을 도시한 부분 단면 정면도.

도 9a 는 제 2 나사 잭의 선형 동작을 위해 사용되는 T형 러그(lug)를 도시한 사시도.

도 10 은 날개의 연료 탱크가 충만하면 연료의 공급을 차단하고 다른 탱크로의 부가 연료 이송에 사용되는 차단 밸브를 도시한 개요도.

도 11 은 차단 밸브 및 이송 밸브의 세부를 도시한 부분 단면 측면도.

도 12a 내지 도 12c 는 조종사가 관찰할 수 있게 하기 위한 프로브의 배치를 도시한 개요도.

도 13 은 텔레스코핑 튜브를 연장 및 압축하기 위한 선택 기구에서 상기 튜브가 수축된 위치에 인접해 있는 것을 도시한 개요도.

도 14 는 상기 튜브가 연장된 위치에 있는 것을 나타내는 도 13 의 선택 기구를 도시한 개요도.

* 도면의 주요부분에 대한 부호의 설명

12 : 하우스 모터 14 : 하우스 모터 격실

16 : 연료 탱크 17 : 항공기 날개

18 : 중간 튜브 27 : 내부 튜브

28 : 프로브 노즐 30 : 고정 튜브

도 1 및 도 2 를 참조하면, 본 발명의 시스템이 각각 연장 및 수축되어 있는 것이 도시되어 있다. 고정 튜브(30)는 하우스 모터(12) 격실(14)의 외벽상에 장착되어 고정된다. 연료 탱크(16)의 바닥 벽상에 장착되는 격실(14)은 상기 모터가 상기 탱크내의 연료로부터 분리되어 건조 상태가 유지되도록 하기 위해 방수이다. 연료 탱크(16)는 항공기 날개(17)의 하면상에 장착되는 파일론이 될수 있다. 도 2 에 도시된 것처럼, 수축된 위치에서의 중간 튜브(18)는 외부 고정 튜브(30)내로 단축될 수 있고 내부 튜브(27)는 중간 튜브(18)내로 단축된다. 내부 튜브는 탱크(16)내로 연료를 공급하는 드로그 결합용 말단부상에 프로브 노즐(28)을 갖는다.

도 1 을 참조하면, 급유시 조종사에 의해 쉽게 관찰되도록 하기 위해, 프로브(28)는 특히 항공기를 위해 적절한 수평 거리 "H", 적절한 수직 거리 "V" 및 적절한 각도 "A"에서 파일론으로부터 외부로 연장되어야 한다. 최적의 파라미터들은 각각의 설치를 위해서는 실험적으로 결정되어야 한다. F-16 항공기에 대한 파라미터들은 "H"=84in; "A"=10°; "V"=34in 로 결정되어 있다.

도 3 내지 도 9a 를 참조하면, 튜브의 수축 및 연장된 위치 사이의 장치 구동용 구동 기구가 도시되어 있다.

도 3 에 도시된 것처럼, 전기 또는 유압 모터인 구동 모터(12)는 연료 탱크(16)의 바닥에 장착되는 방수 또는 "건조" 격실내에 설치된다. 모터의 구동축은 나사산형 축 또는 나사 잭(11a)에 볼트(10)로써 고정되게 부착된다. 나사 잭(11a)은 그것의 전 길이를 따라 나사산형이 되고, 도 4 및 도 5 에 도시된 것처럼, 제 1 연장 튜브(18)에 고정되게 부착되는 배럴 너트 부재(15)에 나사결합한다. 배럴 너트 조립체는 제 1 연장 튜브(18)의 회전에 따라 연장 튜브(18) 나사 잭(11a)의 회전이 선형적으로 구동되도록 하기 위해 마찰 저항에 의한 회전이 방지된다.

도 6 에 도시된 것처럼, 제 2 나사 잭을 형성하는 관형 축(11b)은 나사 잭(11a)에 외부로 동심이 된다. 제 1 나사 잭에 관한 것처럼, 제 2 나사 잭의 외벽도 그것의 전 길이를 따라 나사산형이 된다. 상기 제 2 나사 잭은 내부 연장 튜브(27)에 고정되게 부착되는 배럴 너트(25)에 나사결합한다. 도 9 및 도 9a 에 도시된 것처럼, T형 구동 러그(29)는 제 2 나사 잭(11b)의 내벽에 고정되게 부착되는 "T"형인 상부를 갖는다. 제 1 (내부)나사 잭(11a)은 "T"형의 바닥부에 선형으로 연장한 미끄럼 라이드(ride)를 따라 이동 가능한 홈을 갖는다. 따라서, 나사 잭(11a)의 회전 운동은 나사 잭(11b)이 나사 잭(11b)의 선형 및 회전 운동을 제공하므로써 나사 잭(11a)을 따라 슬라이드되는 동안 나사 잭(11b)으로 전달된다.

위에 설명된 것처럼, 제 2 나사 잭(11b)은 내부 연장 튜브(27)에 고정되게 부착되는 배럴 너트(25)에 나사결합된다. 튜브(27)는 말단부상에 급유 프로브 노즐(28)을 갖는다. 따라서, 나사 잭(11b)의 회전 운동은 튜브(27)를 선형으로 구동한다. 내부 튜브(27)의 전진 운동을 제한하기 위해 튜브(18)의 내벽으로부터 연장한 정지 부재(32)(도 6 및 도 8 에 도시)는 중간 튜브에 관계된다.

따라서, 내부 튜브 부재(27)와 중간 튜브 부재(18)는 연장된 위치가 되기 위해 서로에 대해 및 고정 튜브 부재(30)에 대해 선형으로 구동된다. 상기 튜브 부재들은 모터의 회전을 역전시키므로써 연료 탱크내의 수축된 위치로 구동된다.

낮은 급유 속도에서 안정성을 위해 중요한 항공기 급유 시스템 분배는 내부와 외부 연료 탱크에 연료 분배 능력을 요구한다. 이는 공압으로 이뤄지고 공중 급유 탱크를 사용하는 동안 영향을 받지 않는다. 급유동안, 연료는 탱크가 장착된 종래의 날개에서처럼 모든 내부 탱크에 이송된다. 그러나, 반대측 날개의 외부 연료 탱크(파일론)에 연료 흐름을 제공하기 위한 체크 밸브(38)(도 10 및 도 11 에 도시)는 항공기 급유 시스템내에 설치될 수 있다. 도 11 에 도시된 것처럼, 체크 밸브(38)는 종래의 3 방향 2 위치 솔레노이드 작동 밸브이다. 이는 외부 탱크를 위해 종래의 공중 급유 저장소를 통해 급유되는 것을 허용하는 일반적으로 사용되었던 1 방향 밸브를 대치한다. 상기 3 방향 2 위치 밸브는 공중 급유 탱크와 공중 급유 저장소를 통한 급유를 허용한다.

도 10 에 도시된 것과 같이, 차단 밸브(19)는 급유 시스템내에 제공된다. 상기 밸브는 내부 및 외부 탱크 모두에 프로브에 의해 취해진 연료를 이송하기 위해 급유동안 개방한다. 급유 탱크가 충만했을 때 탱크 수준 감지기는 연료가 더 이상 탱크(16)로 공급되지 않고 다른 외부 및 내부 탱크로 이송되도록 하기 위해 밸브(19)를 닫는다. 또한, 모든 외부 및 내부 탱크가 충만해서 급유가 중단되었을 때, 밸브(19)는 탱크(16)로 급유되기 위해 연결된 프로브내에 잔여 연료를 수용하기 위해 개방한다.

도 12a 내지 도 12c 를 참조하면, 조종사에 의해 쉽게 관찰될 수 있게 하기 위한 프로브의 위치가 도시되어 있다. 도 1 에 관해서 이미 설명된 것처럼, 프로브의 위치가 상기 내용을 결정한다. 상기 위치는 조종사가 공중급유기를 직시하여 상기 프로브를 관찰할 수 있도록 조정되어야 한다. 이는 여러 항공기 형태에 대해 각각 실험적으로 결정된다. 파라미터들은 F-16 항공기에 대해 도 12a 및 도 12b에 도시되고, 도시된 각도들은 조종석으로부터 조종사의 관찰각이 된다.

본 발명의 프로브의 선택적인 실시예는 도 13 및 도 14 에 도시되어 있다.

프로브는 하나 이상의 튜브에 고정된 너트를 결합하는 나사 잭에 의해 선형 운동으로 전환되는 모터의 회전으로 제 1 실시예에서처럼 모터에 의해 수축된 위치에서 연장된 위치로 구동된다. 상기 실시예는 중간 튜브 구동용 구동 기구와 제 1 및 제 2 나사 잭 사이에서의 구동을 위해 제 1 실시예와 다른 수단을 갖는다. 동일한 숫자들은 제 2 실시예와 제 1 실시예의 같은 부분을 인지하기 위해 사용된다. 도 13 은 거의 완전히 수축된 위치에서의 프로브를 도시한 반면, 도 14 는 연장된 위치에서의 프로브를 도시한다.

나사 잭(11a)은 전기 또는 공기 모터(12)의 구동축에 고정되게 부착된다. 나사 잭(11a)은 잭의 전길이를 따라 나사산으로 되어 있다. 원형 링(40)은 나사 잭(11a)의 말단부에 고정되게 부착되고, 그것의 표면상에 결합 티스 또는 도그 티스(dog teeth)(41)를 갖는다. 나사 잭(11b)은 중공으로 형성되고 나사 잭(11a)에 대해 외부로 동심이 된다. 나사 잭(11b)의 일단부에 위치되는 덮개부(44)는 나사 잭(11a)의 나사산형 외부 표면을 결합하기 위해 나사 잭(11b)의 내부 표면에 나사산(43)을 갖는다. 나사 잭(11b)의 말단부는 슬라이드 베어링(46)에 의해 내부 튜브(27)의 내부 벽상에서 지지된다. 덮개부(44)는 볼 베어링(48)에 의해 원형 링(50)상에서 지지된다. 나사 잭(11b)의 원형 단부판(58)은 결합 또는 도그 티스(79)를 갖는다. 연료 구멍은 그곳을 통해 연료를 이동시키기 위해 링(50) 및 슬라이드 베어링 조립체내에 제공된다.

내부 튜브(27)는 그곳에 고정되게 부착되는 원형 링(52)을 갖고 나사 잭(11b)의 외부 표면상의 나사산을 결합하는 나사산부(53)를 갖는다. 프로브 노즐(28)은 튜브(27)의 말단부상에 위치한다. 중간 튜브(18)는 내부 튜브(27)의 외벽상의 링부재(60)에 꼭맞는 중간 튜브의 내벽을 따라 종방향으로 이동하는 키홈(keyway)(57)을 갖고 상기 내부 튜브의 회전을 방지하며 이동한다. 슬라이드 베어링(70)과 연료 실(seal)(72)은 외부 튜브(30)와 중간 튜브(18) 사이 및 중간 튜브(18)와 내부 튜브(27) 사이에 제공되고, 상기 베어링과 실은 외부 및 중간 튜브로부터 연장한 원형 링(74)의 내부 표면상에 위치된다. 구멍들은 그곳을 통한 연료의 이동을 보증하기 위해 내부 튜브(27)내의 모든 링 및 베어링 조립체내에 제공된다.

본 발명의 제 2 실시예의 장치는 완전히 수축된 위치에서(도 13 에 도시한 것처럼 완전히 수축된 것과 거의 마찬가지로 연장 방향에서 이동한), 나사 잭(11b)상의 도그 티스(59a)는 나사 잭(11b)상의 반대측 도그 티스(59b)를 결합하고, 두 나사 잭을 함께 효과적으로 결속하는 작업을 한다. 튜브(27)의 나사부(53)는 나사 잭(11b) 외벽상의 나사산을 결합한다. 두 나사 잭은 나사 잭(11b)의 나사형 외벽을 결합하는 암나사부(53)를 따라 구동되는 튜브(27)와 함께 회전할 것이다. 이미 설명된 것처럼, 내부 튜브(27)는 키홈(57)내의 링 부재(60)의 결합 상태에 의해 회전이 방지된다. 그러므로, 내부 튜브(27)는 선형으로 구동될 것이다. 내부 튜브(27)가 충분히 연장했을 때 링 부재(60)는 반대측 링(74a)에 결합할 것이다. 중간 튜브(18)는 중간 튜브(18)가 키홈(57)에 의해 회전이 방지되는 동안 나사 잭(11b)의 회전을 허용하는 볼 베어링(48)에 의해 나사 잭(11b)에 접속된다. 상기 중간 튜브(18)는 도 14 에 도시된 것처럼 프로브가 완전히 연장된 지점에서 외부 튜브(30)의 반대측 링 부재(74b)에 인접한 중간 튜브의 링 부재(64)까지 외측으로 연장할 것이다.

상기 프로브는 모터의 회전 방향을 역전시키므로써 수축된다. 이는 반대 방향에서 내부 나사 잭(11a)의 회전을 야기한다. 마찰력은 외부 나사 잭(11b)의 선형 수축 운동에 따른 회전을 방지한다. 수축과 마찬가지로 외부 나사 잭은 키홈붙이 중간 튜브를 후방으로 구동한다. 외부 나사 잭(11b)이 완전히 수축되었을 때, 외부 및 내부 나사 잭상의 결합 티스는 결합을 구성한 상태로 함께 구동된다. 이것은 내부 튜브의 나사부(53)를 구동하는 외부 나사 잭(11b)을 회전시킨다. 상기 내부 튜브는 키홈(57)이 있는 링(60)을 갖기 때문에, 내부 튜브는 회전이 방지되고 완전히 수축된 위치에 이를때까지 내측으로 선형적으로 이동한다.

본 발명이 상세히 설명되고 도시되었지만, 본 발명에서 주장된 설명 및 예가 제한된 수단으로 취해지지 않는다는 것이 명백히 이해되어야 하고, 본 발명의 범위는 다음의 청구항들에 의해 제한된다.

본 발명의 시스템은 급유시에 조종사에 의해 쉽게 관찰될 수 있게 하기 위해 적당한 각도로 충분히 연장할 수 있고 항공기에 양력 또는 항력이 발생되지 않게 하기 위해 연료 탱크 파일론 내로 완전히 수축될수 있고 미급유시에는 관찰될 수 없는 텔레스코핑 프로브를 제공하여 공중 급유 시스템의 종래 기술에 비해 명백히 향상되었다.

Claims (15)

1. 연료 운반용 제 1 격실과 방수 상태로 제 1 격실로부터 분리된 제 2 격실을 갖는 항공기 본체에 장착된 연료 탱크와,

   상기 제 2 격실내에 장착된 모터와,

   상기 모터의 구동축에 접속되어 모터에 의해 회전 구동되는 세장형 축과,

   고정 튜브 부재와,

   상호간의 소정의 제한된 미끄럼 운동을 위해 상기 고정 튜브 부재내에 동심으로 장착된 복수의 가동 튜브 부재와,

   상기 가동 튜브 부재의 상호 구동을 위한 결합용 수단과,

   상기 튜브 부재중 상기 하나를 구동하기 위해 상기 튜브 부재중 상기 하나에 상기 연장된 축을 접속하기 위한 수단과,

   상기 축의 구동에 의해 선형 운동이 발생하는 동안 상기 튜브 부재중 상기 하나의 회전 운동을 방지하기 위한 수단을 포함하고,

   상기 튜브 부재중 하나는 말단부상에 형성된 프로브 노즐을 갖고, 상기 모터는 상기 연료 탱크내에 포함되는 모든 상기 튜브 부재의 수축된 위치와 상기 튜브 부재가 연료를 수용하는 위치에 상기 프로브 노즐을 갖는 상기 연료 탱크의 외측으로 완전히 연장된 연장 위치 사이에서 상기 튜브 부재를 구동시키는 것을 특징으로 하는 텔레스코픽 급유 프로브를 갖는 항공기의 공중 급유 시스템.
2. 제 1 항에 있어서, 상기 튜브 부재중 상기 하나는 상기 튜브 부재중 가장 안쪽에 있는 것을 특징으로 하는 텔레스코픽 급유 프로브를 갖는 항공기의 공중 급유 시스템.
3. 제 1 항에 있어서, 상기 연료 탱크는 상기 항공기의 날개에 장착된 파일론인 것을 특징으로 하는 텔레스코픽 급유 프로브를 갖는 항공기의 공중 급유 시스템.
4. 제 1 항에 있어서, 상기 세장형 축은 나사 잭을 형성하기 위해 전길이를 따라 나사산형이 되고 상기 나사 잭을 나사결합하는 상기 튜브 부재중 상기 하나에 고정되게 부착된 수단이 되고 상기 튜브 부재중 상기 하나의 선형 운동을 발생시키므로써 상기 튜브 부재중 상기 하나의 회전을 방지하기 위한 수단이 되는 것을 특징으로 하는 텔레스코픽 급유 프로브를 갖는 항공기의 공중 급유 시스템.
5. 제 4 항에 있어서, 상기 튜브 부재중 다른 하나는 상기 세장형 축에 의해 형성된 나사 잭을 나사결합하기 위해 상기 튜브 부재중 다른 하나에 부착된 수단을 갖고, 상기 튜브 부재중 상기 다른 하나를 선형으로 구동시키는 상기 나사 잭에 의해 상기 튜브 부재중 상기 다른 하나의 회전을 방지하기 위한 수단을 갖는 것을 특징으로 하는 텔레스코픽 급유 프로브를 갖는 항공기의 공중 급유 시스템.
6. 제 1 항에 있어서, 상기 프로브는 상기 프로브 노즐이 상기 항공기 조종실로부터 관찰될 수 있게 하기 위한 각도 및 거리에서 상기 연료 탱크로부터 외부로 연장해 상기 연장된 위치에 있는 것을 특징으로 하는 텔레스코픽 급유 프로브를 갖는 항공기의 공중 급유 시스템.
7. 제 1 항에 있어서, 상기 복수의 튜브 부재중 다른 하나는 상기 구동축에 의해 구동되고, 상기 튜브 부재의 선형 운동을 허용하는 반면에 상기 튜브 부재중 상기 다른 하나의 회전 운동을 방지하기 위한 수단인 것을 특징으로 하는 텔레스코픽 급유 프로브를 갖는 항공기의 공중 급유 시스템.
8. 제 1 항에 있어서, 상기 복수의 튜브 부재중 다른 하나는 상기 튜브 부재중 상기 하나에 의해 선형으로 끌리는 것을 특징으로 하는 텔레스코픽 급유 프로브를 갖는 항공기의 공중 급유 시스템.
9. 항공기에 장착된 연료 탱크와,

   고정된 외부 튜브와,

   연료를 수용하기 위해 말단부에 프로브 노즐을 갖는 내부 가동 튜브와,

   상기 내부 튜브에 고정되게 부착된 배럴 너트와,

   상기 내부 및 외부 튜브 사이에 위치되고 고정되게 부착된 배럴 너트를 갖는 상기 튜브들과 동심인 중간 가동 튜브와,

   나사 잭을 형성하기 위해 종방향 연장부가 나사산형이고 상기 중간 튜브의 상기 배럴 너트를 나사결합하는 내부 축과,

   상기 내부 축과 동심으로 외부에 위치되고 상기 내부 튜브에 부착된 상기 배럴 너트를 나사결합하는 외부 중공축과,

   상기 탱크내의 방수 격실과,

   상기 격실에 장착된 모터와,

   회전을 발생시키기 위해 상기 내부 축에 접속되는 상기 모터의 구동축과,

   상기 내부 축을 따른 상기 외부 축의 종방향 이동으로 상기 내부 축에 의한 상기 외부 축의 회전 구동을 발생시키기 위한 상기 내부 및 외부 축의 결합 수단을 포함하고,

   상기 내부 축은 상기 가동 튜브중 하나의 배럴 너트를 결합하고 상기 외부 축은 상기 가동 튜브중 다른 하나의 배럴 너트를 결합하고, 상기 외부 축의 외벽은 나사 잭을 형성하기 위해 나사산형으로 되고,

   상기 모터는 상기 축을 구동하고 상기 축은 상기 튜브 및 축이 상기 탱크내로 완전히 수축된 위치와 상기 튜브가 프로브를 형성하기 위해 상기 탱크의 외부로 연장한 연장된 위치 사이에서 상기 튜브를 구동하는 것을 특징으로 하는 텔레스코픽 급유 프로브를 갖는 항공기의 공중 급유 시스템.
10. 제 9 항에 있어서, 상기 외부 축은 상기 내부 튜브의 상기 배럴 너트를 결합하고 상기 내부 축은 상기 중간 튜브의 상기 배럴 너트를 결합하는 것을 특징으로 하는 텔레스코픽 급유 프로브를 갖는 항공기의 공중 급유 시스템.
11. 제 9 항에 있어서, 상기 외부 축의 회전 구동을 발생시키기 위한 상기 내부 및 외부 축의 상기 결합용 수단은 상기 외부 축에 고정되게 부착된 구동 러그를 포함하고, 상기 내부 축은 내부 축을 따른 종방향 이동 홈을 갖고, 상기 러그는 상기 내부 튜브를 따라 상기 외부 튜브를 이동 및 회전 구동시키기 위해 상기 홈에 미끄러지도록 끼워맞춰져 있는 것을 특징으로 하는 텔레스코픽 급유 프로브를 갖는 항공기의 공중 급유 시스템.
12. 제 9 항에 있어서, 상기 프로브는 상기 프로브 노즐이 상기 항공기 조종실로부터 관찰될 수 있게 하기 위한 각도 및 거리에서 상기 연료 탱크로부터 외부로 연장한 연장된 위치에 있는 것을 특징으로 하는 텔레스코픽 급유 프로브를 갖는 항공기의 공중 급유 시스템.
13. 상기 항공기에 장착된 연료 탱크와,

    고정된 외부 튜브와,

    상기 외부 튜브와 동심이고 연료를 수용하기 위해 말단부에 프로브 노즐을 갖는 내부 가동 튜브와,

    상기 내부 및 외부 튜브 사이에 위치되고 상기 내부 및 외부 튜브와 동심인 중간 가동 튜브와,

    나사 잭을 형성하기 위해 나사산형으로 된 내부 축과,

    상기 내부 축 둘레로 끼워맞춰지고 상기 내부 축과 동심인 외부 중공축과,

    상기 내부 축과 상기 외부 축을 나사결합하기 위한 상기 외부 중공축의 나사 수단과,

    상기 탱크내의 방수 격실과,

    회전을 발생시키기 위해 상기 내부 축에 접속되는 구동축을 갖고 상기 격실내에 장착된 모터와,

    상기 내부 축에 의해 상기 외부 축의 회전 구동을 발생시키기 위한 상기 내부 및 외부 축 결합용 수단과,

    상기 내부 및 중간 튜브의 회전 운동은 방지하지만 상기 내부 및 중간 튜브의 선형 운동은 허용하기 위해 상기 중간 튜브에 상기 내부 튜브를 접속하는 수단과,

    상기 중간 및 외부 튜브의 회전 운동은 방지하지만 상기 중간 및 외부 튜브의 선형 운동은 허용하기 위해 상기 외부 튜브에 상기 중간 튜브를 접속하는 수단과,

    상기 내부 튜브가 상기 중간 튜브를 선형으로 끌어당기기 위해 상기 내부 튜브가 선형으로 구동될 때 상기 내부 및 중간 튜브를 결합하는 상기 내부 및 중간 튜브의 결합용 정지 및 구동 수단과,

    상기 중간 튜브의 전방향 이동을 정지시키기 위해 상기 중간 및 외부 튜브를 결합하는 상기 중간 및 외부 튜브의 정지 수단을 포함하고,

    상기 모터는 상기 축을 구동하고 상기 축은 상기 탱크내로 완전히 수축된 위치와 연료 프로브를 형성하기 위해 상기 탱크의 외부로 연장한 연장된 위치 사이에서 상기 튜브를 구동하는 것을 특징으로 하는 텔레스코픽 급유 프로브를 갖는 항공기의 공중 급유 시스템.
14. 제 13 항에 있어서, 상기 내부 튜브와 상기 중간 튜브 사이의 회전 운동은 방지하지만 선형 운동은 허용하기 위해 구동하는 상기 내부 튜브와 상기 중간 튜브의 상기 결합용 수단은 상기 내부 튜브에 링 부재를 포함하고 상기 링 부재가 끼워맞춰지는 상기 중간 튜브내에 슬롯을 포함하는 것을 특징으로 하는 텔레스코픽 급유 프로브를 갖는 항공기의 공중 급유 시스템.
15. 제 14 항에 있어서, 상기 중간 튜브와 상기 외부 튜브 사이의 회전 운동은 방지하지만 선형 운동을 허용하기 위해 상기 외부 튜브에 상기 중간 튜브를 결합하기 위한 상기 수단은 상기 외부 튜브 부재상의 키홈과 상기 키홈에 끼워맞춰지는 상기 중간 튜브 부재상의 링을 포함하는 것을 특징으로 하는 텔레스코픽 급유 프로브를 갖는 항공기의 공중 급유 시스템.