RU2100257C1

RU2100257C1 - Tanker aeroplane

Info

Publication number: RU2100257C1
Application number: RU94025319A
Authority: RU
Inventors: Анатолий Викторович Егоршев; Владимир Михайлович Рафеенков; Владимир Владимирович Ломакин; Владимир Александрович Комаров
Original assignee: Анатолий Викторович Егоршев; Владимир Михайлович Рафеенков; Владимир Владимирович Ломакин; Владимир Александрович Комаров
Priority date: 1994-07-06
Filing date: 1994-07-06
Publication date: 1997-12-27
Also published as: RU94025319A

Abstract

FIELD: aviation; tanker aeroplanes. SUBSTANCE: tanker aeroplane includes fuselage with crew cabin in nose portion and refuelling operator cabin in tail section, operator observation port, swept wing, engines mounted on wing, landing gear, tail unit of standard configuration, fuel system including fuel tanks located in wing and fuselage, refuelling system including rigid refuelling boom provided with control surfaces and secured in lower portion of fuselage for lowering and telescopic extension. refuelling boom consists of two concentric tubes with fuel sensor at the end and refuelling main. Tail unit is made in form of stabilizers with vertical end plate fins. Fairings with rope winches arranged inside them are mounted in each root section of outer pane. Refuelling boom is mounted in top portion of fuselage; it is provided with coupling cone and control surfaces at its tip; length of boom is no less than half length of fuselage. Booms are provided with stabilizing planes. Fuselage is provided with compartment for stowage of coupling cone, rope winch and floodlights with boom in retracted position. Aerodynamic fairings for boom and navigational lights on upper and lower sections of fuselage are located along fuselage. EFFECT: enhanced efficiency. 2 cl, 4 dwg

Description

Изобретение относится к области авиации, а именно к конструкциям самолетов-заправщиков, обеспечивающих дозаправку летательных аппаратов топливом в полете. The invention relates to the field of aviation, and in particular to the design of refueling aircraft, which provide refueling of aircraft with fuel in flight.

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). A known refueling aircraft comprising a fuselage with a cockpit in the bow and an operator’s cockpit of the refueling system in the rear, an operator’s viewing window, a wing with front and rear edge mechanization, wing mounted engines, tail assembly, a fuel system including fuel tanks, located in the wing and fuselage, a refueling system including a rigid refueling rod fixed to the lower part of the fuselage tail compartment, made with the possibility of lowering and telescopic extension, equipped with aerodi steering wheels, a refueling line with pumps, pressure regulators and a flowmeter (LB Leshchiner, IK Ulyanov "Designing of fuel systems of aircraft. M. Engineering, 1975, p. 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. The disadvantage of a refueling aircraft selected as a prototype is that the small length of the refueling rod does not provide conditions that prevent the refueling aircraft from entering the stall vortex zone from the wing and the turbulent atmosphere zone caused by the operation of the engines. For these reasons, it is difficult to control a refueling aircraft directly in the vicinity of a refueling aircraft. In addition to pilots, a special operator must also participate in the refueling operation. Structural disadvantages include the fact that the possibility of refueling aircraft equipped with booms for refueling according to the “hose-cone” system is excluded. The indicated constructive location of the refueling rod under the fuselage of a refueling aircraft virtually eliminates the possibility of refueling helicopters with fuel in flight according to this scheme (even if the speeds of both aircraft are equal) due to the presence of rotor blades of the rotor of the helicopter.

Задачей изобретения является улучшение условий контактирования путем исключения попадания заправляемого летательного аппарата в зону турбулентности атмосферы, образованную спутными вихрями от самолета-заправщика. The objective of the invention is to improve contact conditions by eliminating the ingress of a refuelable aircraft into the atmosphere turbulence zone formed by satellite vortices from a refueling aircraft.

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. This problem is solved by the fact that in a refueling aircraft containing a fuselage with a cockpit in the bow and an operator’s cockpit of a refueling system in the rear with a viewing window, engines mounted on the wing, tail unit, fuel system including fuel tanks located in the wing and the fuselage, a refueling system comprising a rigid refueling rod fixed to the bottom of the fuselage tail compartment, rotatable in the vertical and horizontal planes and telescoping equipped with aerodynamic rudders, a refueling line with pumps, non-return valves, pressure regulators and a flowmeter sensor, according to the invention, an additional refueling rod with a docking cone, contact nipple and rudders at its upper end and stabilizing are pivotally mounted on the upper part of the fuselage according to the invention surfaces installed along the rod at its lower end in the direction of flow, while the filling rod is provided with a drive in the form mounted on the fuselage of the hydraulic cylinder and the device for fixing the working position of the rod, made in the form of cable extensions mounted on the rod with the possibility of ensuring its balance in the working position and winches installed under the fairings located on the root of the wings and in the compartment on the fuselage in front of the mounting hinge of the rod, On the upper part of the fuselage, longitudinal fairings are installed, and in the rear part of the fuselage there is a compartment with wings for placement under the cowl fairings in the retracted position, and in its compartment tykovochnogo cone. The tail unit is made in the form of stabilizers with vertical washers mounted on their tips, the side surface of the filling rod is made in the form of a streamlined aerodynamic profile, light-signal equipment is installed on the range of longitudinal fairings on the fuselage, and a searchlight is installed in the rear part of the fuselage, mounted with the possibility of lighting the refueling aircraft with node refueling, eliminating blinding of the gutter.

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. Achieving this goal is really possible, since it is technologically possible to produce a rigid rod more than 20 m long with a cross-section profile that smoothly flows around the air stream (thereby reducing the drag of the rod). It is also technologically possible to fix this rod on the fuselage with the possibility of its rotation (relative to the attachment point) in a vertical plane and connect the fuel supply line of the rod to the fuel line of the refueling aircraft, providing fuel transfer through a swivel joint. The production of fairings for cable winches, which will be fixed on the wing near its root part (in the region of minimal deformations from the action of the air load), will not cause difficulties. In fairings, winches are installed with a cable wound around the drum, the free end of which is fixed to the fuel-filling rod. In this case, all three cables are fixed at one point. At flight speeds of a tanker aircraft up to 800 km / h with the bar extended (raised) and retracted, the cables protruding beyond the fuselage contours will practically not affect the aerodynamic drag of the tanker as a whole. The fuselage winch will perform the function of fixing the rods in the raised position, but also contribute to its lifting to the working position. The winch drive automation will monitor the tension of the cables, ensuring their constant tension at any position of the rod, including the intermediate one. Raising the bar from aerodynamic fairings can be carried out, for example, using a power hydraulic cylinder mounted on the fuselage, applying force to the bar at a short distance from the mount, overcoming the aerodynamic drag of the bar with a cone. To simplify the design of the rod, it is advisable to mount the docking cone rigidly on the free end of the rod, providing (at a certain angle of inclination of the rod in the raised position) its position necessary for contacting the refueling aircraft with the receiving cone assembly at the refueling speed. The steering surfaces mounted on the rod near the cone will increase the stability of the rod in the air flow, and the stabilizing surfaces will help stabilize the position of the rod in the transverse direction. At the same time, the fuselage winch with its cable will fix the rod in the raised position from the action of the incoming flow, and the wing from transverse vibrations and when the refueling aircraft comes into contact with the docking cone, when at the moment of docking, the end of the rod can deflect against the flight (forward) from the action of the concentrated mass of the refueling the plane. The light-signaling equipment located on the top of the fuselage, made in the form of two rows of lights parallel to the aerodynamic fairings on both sides of the latter, will be guidance lights for the refueling aircraft and will serve as an additional visual tool to help the pilot of the refueling aircraft maintain the necessary longitudinal orientation of his plane when approaching to the refueling aircraft and the passage above it to the contact point. Spotlights installed in the rear of the fuselage will allow (if their orientation is certain) to illuminate the tip of the refueling rod with a cone and, if necessary, the lower surface of the refueling aircraft, without blinding the pilots.

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). In FIG. 1 shows a general view of a refueling aircraft with a refueling rod raised to a working position; in FIG. 2 shows a diagram of a refueling aircraft in a front view (a) and a diagram for providing a stable rod position in an air stream (b); in FIG. 3 illustrates a design of a fuel rod; in FIG. 4 presents a diagram of the position of the rod (a) and a refueling scheme using the known and claimed system (b).

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). A refueling aircraft contains a fuselage 1 with a cockpit 2 in the bow, a swept wing 3 with engines 4 mounted on the wing, a stabilizer 5 with vertical tail 6 located on the tips of the stabilizer 5. On the wing 3 in its root part fairings 7 are installed with cable winchs in them 8. On the upper part of the fuselage 1 a fuel rod 9 is mounted pivotally mounted on the fuselage 1 in the assembly 10. At the free end of the fuel rod 9 a docking cone 11 is installed (with a contact fitting inside Latter) and aerodynamic control surfaces 12. The sides of the rod 9 (in the plane of the flight of the aircraft) are fixed airfoils 13 which are parallel to each other. Behind the cockpit 2 on the upper part of the fuselage 1 is equipped with a compartment 14 with a cable hoist located inside 8. The ends of the cables 15 wound on the drums of the hoists 8 are fixed at one point on the fuel rod 9. In the area of the hinge assembly 10, a hydraulic cylinder 16 is installed for lifting and cleaning the rod 9, the rod of which is fixed on the rod 9, and the body on the fuselage 1. At the top of the fuselage 1 are installed aerodynamic fairings 17 located parallel to each other and symmetrically to the longitudinal axis of the fuselage 1. In the rear of the fuselage 1 about a compartment 18 is designed for cleaning the cone 11 into it, which is closed by the shutters 19, and a compartment 20 with the spotlights 21 located in the latter. Two rows of guidance lights 22 pass along the fuselage, with the lights 22 located on the upper and lower surfaces of the fuselage 1 (on the upper part of the outside of the aerodynamic fairings 17 parallel to the last). In the rear part of the fuselage 1, a rigid filling rod 23 is installed at the bottom, which is made with the possibility of lowering and telescopic extension, and a cabin 24 for the operator of the filling system with a window 25 for viewing is equipped. The fuel system of a refueling aircraft includes fuel tanks 26 located at the bottom of the fuselage (key 26A) and in each wing console (key 26B).

Принцип работы элементов системы дозаправки топливом в полете, установленных на самолете-заправщике, и являющихся неотъемлимой частью последнего, заключается в следующем. The principle of operation of the elements of the in-flight refueling system installed on a refueling aircraft, and which are an integral part of the latter, is as follows.

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. On a refueling refueling aircraft prepared for take-off (Fig. 4a), the fuel tanks 26 (pos. 26A and pos. 26B) are completely refueled, and the refueling rod 9 is retracted into the aerodynamic cowls 17. At the same time, the end of the rod 9 with those located on it docking cone 11 (with a contact fitting inside the latter) and aerodynamic rudders 12 are placed in the compartment 18 of the fuselage 1, which is closed by the leaves 19. The cables 15 are wound on the cable winch 8 (at the same time they are tensioned). The filling rod 23 is also in the folded position (6). Guidance lights 22 and spotlights 21 are off.

Взлет самолета-заправщика производится аналогично взлету летательного аппарата нормальной схемы с носовым колесом. The take-off of a refueling aircraft is similar to the take-off of an aircraft of a normal design with a nose wheel.

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. Before refueling, when the aircraft entered the visual visibility zone and the wake was reconstructed (when the refueling aircraft - pos. V. is located behind and above the refueling aircraft), the refueling rod 9 is lifted. For this, the shutters 19 of the compartment 18 are opened. and using the power hydraulic cylinder 16, the rod 9 rises up, turning in the hinge 10, taking the required (contact) position for contacting (Fig. 1). When lifting the rod 9, the horizontal aerodynamic rudders 12, turning in their own nodes of the hinge, monitor the angle of the rod 9, and the cable winch 8 (located in the fairings 7 installed in the root part of the wing 3) and the winch 8 (located in the compartment 14, made on the top parts of the fuselage 1 behind the cockpit 2), respectively, unwind the cables 15 and rewind it, providing its rigid, stable position relative to the fuselage 1 and the incoming air flow over the entire range of the lifting rod 9. At the end of the lift of the rod 9, the latter is fixed in the raised position using the hydraulic cylinder 16 and the tension of all the cables 15. Stabilization of the tip of the rod 9 (namely, the docking cone 11 in the oncoming flow) is carried out by aerodynamic rudders 12. The rod 9 is additionally stabilized in the air flow by means of aerodynamic surfaces 13, mounted on the rod 9 (Fig. 1 and 3). After lifting the rod 9 racks 18 is closed by the wings 19, thereby reducing the drag of the tanker aircraft as a whole.

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. When refueling (Fig. 4, b), the refueling aircraft (item C), being guided by the turned-on guidance lights 22, arranged in two rows on the top surface of the fuselage 1, approaches the refueling zone and, varying speed, dock its refueling rod with docking cone 11 located at the tip of the rod 9. In this case, the loads occurring on the rod 9 with an off-design impact of the refueling aircraft are compensated by the tension of the cables 15 of the cable winches 8 installed in the fairings 7 on the wing 3. After the docking made pumping fuel from the tanks 26A and 26B in the tanks refueled the plane. After accepting the required amount of fuel by the refueling aircraft, the stage of uncoupling the rod of the refueling aircraft with the docking cone 11 of the refueling aircraft is performed. The guidance lights 22 and the spotlight 21 (illuminating the docking cone 11 and the lower surface of the refueling aircraft during refueling) are turned off. The refueling aircraft is ready for the next refueling.

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. Aircraft refueling from a rigid fuel rod 23 is carried out similarly to that specified in (6, 7, 9 12). At the same time, to guide the refueling aircraft, the lights 22 and the searchlights mounted on the lower surface of the fuselage 1 of the refueling aircraft are turned on.

Конструкция предлагаемого самолета-заправщика позволяет одновременно производить дозаправку топливом в полете самолетов, оборудованных либо приемочной штангой, либо топливоприемником. The design of the proposed refueling aircraft allows for simultaneous refueling in flight of aircraft equipped with either an acceptance rod or a fuel receiver.

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). At the end of the refueling, the guidance lights 22 and the spotlight 21 are turned off, and the rod 9 is retracted into the aerodynamic fairings 17. When cleaning the rod 9, the cable winch 8, located in the compartment 14 of the fuselage 1, unwinds the cable 15 while maintaining the required tension of the latter, and the cable winch 8 located in the fairings 7, winding the cable 15 onto their drum, also maintaining the tension of the cables 15, fixed at one point on the rod 9. The hydraulic cylinder 16 provides cleaning of the rod 9. When reaching the rod 9, the horizon When the rod 9 is located between the aerodynamic fairings 17 and the docking cone 11 is removed into the compartment 18, the flaps 19 of this compartment are closed, providing a smooth flow around the fuselage 1. The filling rod 23 is also retracted to its original position (pressed to the bottom surface of the tail section fuselage).

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. Improving the efficiency of the proposed refueling aircraft in relation to those in operation is that it will be able to simultaneously refuel aircraft equipped with either an acceptance rod or a fuel receiver. At the same time, for refueling aircraft equipped with a receiving rod, the approach modes of the refueling aircraft to the refueling tank are improved by eliminating the harmful effects of the satellite vortices from the wing and refueling aircraft engines on the refueling aircraft. The use of the indicated refueling rod and its fixation system in the air flow will allow refueling not only of aircraft, but also of helicopters, eliminating the use of a long acceptance rod for refueling helicopters, which, in turn, will increase the maneuverability of helicopters. The specified fueling rod due to the provision of high rigidity by applying stretch marks that do not affect practically the flight and tactical characteristics of the refueling aircraft, will reduce the number of attempts for contacting, which is very difficult to do in a turbulent atmosphere.

Claims

1. A refueling aircraft comprising a fuselage with a cockpit in the nose and an operator’s cockpit of a refueling system in the rear with a viewing window, an engine mounted on the wing, tail unit, a fuel system including fuel tanks located in the wing and fuselage, a refueling system with a fuel rod fixed in the lower part of the rear compartment of the fuselage with the possibility of rotation in the vertical and horizontal planes and telescopic extension and equipped with aerodynamic rudders, the fueling line with pumps, non-return valves, pressure regulators and a flowmeter, characterized in that on the upper part of the fuselage an additional filling rod with a connecting cone, a contact fitting and rudders at its upper end and stabilizing surfaces installed along the rod on it the lower end in the direction of flow, while the filling rod is equipped with a drive in the form of a hydraulic cylinder mounted on the fuselage and a device for fixing the working position of the rod gi made in the form of cable extensions mounted on the rod with the possibility of ensuring its balance in the working position, and winches installed under the fairings located on the root of the wings and in the compartment on the fuselage in front of the mounting hinge of the rod, while longitudinal ones are installed on the top of the fuselage fairings, and in the rear of the fuselage there is a compartment with wings for placement under the cowl rod in the retracted position, and in the compartment of its docking cone.

2. A refueling aircraft according to claim 1, characterized in that the tail unit is made in the form of stabilizers with vertical washers mounted on their tips, the lateral surface of the refueling rod is made in the form of a streamlined aerodynamic profile, light-signal equipment is installed along the span of the longitudinal fairings on the fuselage, and in the rear part of the fuselage there is a searchlight installed with the possibility of lighting a refueling aircraft with a refueling unit, which excludes blindness of the pilot.