RU2142897C1

RU2142897C1 - Tanker aeroplane

Info

Publication number: RU2142897C1
Application number: RU94031002A
Authority: RU
Inventors: Анатолий Викторович Егоршев; Владимир Александрович Комаров; Владимир Владимирович Ломакин; Владимир Михайлович Рафеенков
Original assignee: Анатолий Викторович Егоршев; Владимир Александрович Комаров; Владимир Владимирович Ломакин; Владимир Михайлович Рафеенков
Priority date: 1994-08-19
Filing date: 1994-08-19
Publication date: 1999-12-20
Also published as: RU94031002A

Abstract

FIELD: aeronautical engineering; tanker aeroplanes. SUBSTANCE: tanker aeroplane includes fuselage with operator's cabin in tail section, observation window for operator, wings, engines mounted on wing, alighting gear, tail unit, fuel system, fueling system including rigid refueling probe secured in lower portion of tail compartment of fuselage for lowering and telescopic extension which consists of two concentric tubes with fuel sensors at ends; tail unit is made in form of two stabilizers of vertical tail mounted on tips of horizontal tail. Refueling system includes additional raising probes secured on fuselage symmetrically relative to its longitudinal axis for turning in vertical plane relative to attachment unit; compartments for rope winches are provided on fuselage at points located at maximum distance from attachment units. Extension and retraction of each probe are effected by means of power hydraulic cylinder. EFFECT: enhanced efficiency and reliability. 5 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, 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. A known refueling aircraft comprising a fuselage with a cockpit in the bow, a wing, a landing gear, a tail of a normal circuit, a fuel system including fuel tanks and equipment, and a refueling system including a lever-articulated system of rigid pipes located in an autonomous suspended gondola, on the free end of which a docking cone is installed [1]. The upper pipe of this refueling system, turning in a vertical plane, allows you to maneuver the refueling aircraft in a certain area. In addition to the mechanism of the refueling system, a fuel tank can be placed in the suspended gondola.

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. A disadvantage of the known refueling aircraft is that during refueling, the refueling aircraft enters the zone of vortices that are satellite from the vortexes of the refueling aircraft, and vortices breaking off the wing. This is because the minimum distance between the refueling aircraft, which is located lowering behind the refueling aircraft, is no more than 5-6 m from the bearing surfaces of the latter. Under these conditions, it is difficult for pilots of refueling aircraft to make contact with the refueling tank due to turbulence in the air flow. A well-known refueling aircraft is practically not applicable for refueling helicopters, since placing a well-known refueling system [1] under the refueling plane of the refueling aircraft requires the installation of a refueling rod (up to 6 meters) on the refueling helicopter, and this, in turn, greatly affects the maneuverability helicopter and increases the vibration of the latter.

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. A known refueling aircraft comprising a fuselage with a crew cabin in front and an operator cabin of a tail refueling system, wings, engines mounted on a wing, landing gear, tail unit, fuel system, refueling system comprising a 1.22 m long rigid pipe, on which a folding cone and a fuel nozzle, an adapter 1.07 m long, connecting the pipe with a flexible hose [2] are installed. In this case, a hose-cone system is formed with a length of about 3.96 m and a weight of about 55 kg. The hose-cone system [3] allows the use of a shortened large-diameter hose reinforced with steel rings.

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. A disadvantage of the known refueling aircraft is that the short length of the refueling system does not preclude the refueling aircraft from entering the stall vortex emanating from the refueling aircraft, which makes it difficult to contact the refueling aircraft with the docking cone and can lead to an emergency. At the same time, it is practically impossible to refuel helicopters, for which it will be necessary to install a long refueling rod in order to eliminate the risk of a rotor blade impact on the refueling system released from a refueling aircraft.

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 11^o к оси фюзеляжа и во время заправки дополнительно удлиняется на 1,2 м. Нормальный диапазон углов отклонения штанги составляет в горизонтальной плоскости 30^o, в вертикальной - от + 12,5^o до - 50^o.The closest technical solution, selected as a prototype, is a refueling aircraft containing a fuselage with a crew cabin in the bow and an operator cabin of the rear refueling system, a viewing window for the operator, wings, engines mounted on the wing, landing gear, tail unit, fuel system, fueling system, including a rigid fuel rod, consisting of two concentric pipes, on the outer of which rudders and heights are installed, and the inner pipe is equipped at the free end Occupancy fuel connected by a rod to the backbone refueling, the refueling boom is mounted at the bottom of the tail fuselage compartment, with its lowering and telescopic extension and along the bottom of the fuselage mounted guidance lights [4]. The filling rod [5], consisting of two concentric pipes, can be extended from 8.5 m (folded position of the rod) to 14.3 m (fully extended position). In the initial position, the rod is fixed at an angle of 11 ^o to the axis of the fuselage and during refueling is additionally extended by 1.2 m. The normal range of angles of deviation of the rod is 30 ^o in the horizontal plane, from + 12.5 ^o to - 50 ^o in the vertical.

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. The disadvantage of a refueling aircraft selected as a prototype is that the small length of the refueling rod does not provide conditions for the location of the aforementioned aircraft in the "wake" system, which exclude the refueling aircraft from entering the shear vortex zone from the wing of the refueling aircraft and into the turbulent atmosphere zone caused by engine operation. For this reason, it is difficult to control a refueling aircraft in the immediate vicinity of a refueling aircraft. In addition to the pilots of both aircraft, a specially trained refueling operator must participate in the refueling operation. The design flaws of the refueling aircraft include the fact that it excludes the possibility of refueling aircraft equipped with booms for refueling using the hose-cone system. The indicated structural location of the refueling rod under the fuselage of the refueling aircraft virtually eliminates the possibility of refueling helicopters with fuel in flight due to the presence of rotating rotor blades of the rotor of the helicopter.

Технической задачей, решаемой данным изобретением, является расширение эксплуатационных возможностей самолета-заправщика. The technical problem solved by this invention is the expansion of the operational capabilities of a refueling aircraft.

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. The solution of the technical problem in a refueling aircraft containing the fuselage with the cockpit in the bow and the operator’s cockpit of the refueling system in the rear, the operator’s viewing window, wings, engines mounted on the wing, landing gear, tail, fuel system, refueling system, including a rigid fuel rod, consisting of two concentric pipes, on the outer of which rudders and heights are installed, and the inner pipe is equipped at the free end with a fuel sensor connected by ohm of the rod with the refueling line, while the refueling rod is mounted in the lower part of the fuselage aft compartment with the possibility of lowering it and telescoping, and guidance lights are installed along the lower part of the fuselage, that the tail unit is made in the form of two vertical plumage washers mounted on the ends of the horizontal tail, the refueling system includes additional rising fuel rods mounted on the fuselage symmetrically to the longitudinal axis of the latter with the possibility of rotation and in a vertical plane relative to the mount, each of which has a length of at least half the length of the fuselage and is equipped with a rigid docking cone with a contact fitting, aerodynamic rudders and stabilizing planes, the wing is additionally equipped with fairings installed in the area of the root ribs, inside which additional cable winches are placed , on the fuselage, at the points of the greatest possible distance from the attachment points of the fuel rods, compartments for cable winches are equipped, in the plane additional aerodynamic fairings are installed along the fuselage along the fuselage, while the fuel cone is rigidly fixed to the end of the fuel rod, the stabilizing planes are fixed in the lower part of the rods parallel to each other along the latter, the free ends of the cables of the corresponding wing and fuselage cable hoists are fixed on the fuel rods in one point moreover, the cleaning and release of each rod is performed using a power hydraulic cylinder mounted on the fuselage , the rod is made with a cross-section of the profile, providing a smooth flow of air around it, the docking cone is removed into the fuselage compartment, which is closed by flaps, along the aerodynamic fairings located along the fuselage, and guidance lights are installed on the trailing edge of the rods along the latter, and spotlights installed in the compartment the rear of the fuselage, focused on lighting the refueling points and the entire lower surface of the refueling aircraft.

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. A comparative analysis of the invention with the prototype shows that the inventive refueling aircraft differs from the known one in that the tail unit is made in the form of two vertical plumage washers installed at the ends of the horizontal tail unit, the fueling system includes additional rising fueling rods mounted on the fuselage symmetrically to the longitudinal axis of the latter, with the possibility of rotation in a vertical plane relative to the mount, each of which has a length of at least half the length of the fuselage and it is equipped with a rigid docking cone with a contact fitting, aerodynamic rudders and stabilizing planes, the wing is additionally equipped with fairings installed in the area of root ribs, inside which additional cable winches are placed, on the fuselage, at the points of the maximum possible distance from the mounting points of the fuel rods, compartments are equipped for cable winches, additional aerodynamic fairings are installed in the plane of cleaning the fuel rods along the fuselage, while the fuels the fuel cone is rigidly fixed to the end of the fuel rod, the stabilizing planes are fixed in the lower part of the rods parallel to each other along the latter, the free ends of the cables of the corresponding wing and fuselage cable winches are fixed on the fuel rods at one point, and the cleaning and release of each rod are performed using a power hydraulic cylinder mounted on the fuselage, the rod is made with a cross-section of the profile, ensuring the smoothness of its flow around the air stream, butt the cone is retracted into the fuselage compartment, which is closed by flaps, along the aerodynamic fairings located along the fuselage, and guidance lights are installed on the trailing edge of the booms along the last booms, and the spotlights installed in the compartment of the fuselage tail section are focused on illuminating the filling points and the entire lower surface of the aircraft apparatus.

Таким образом, заявляемый самолет-заправщик соответствует критерию изобретения "новизна". Thus, the claimed tanker meets the criteria of the invention of "novelty."

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". Comparison of the claimed technical solution not only with the prototype, but also with other technical solutions [6], [7] in the given technical field did not allow revealing in them the features that distinguish the claimed technical solution from the prototype, which allows us to conclude that the criterion of "significant differences" .

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. The invention is illustrated by illustrations, where figure 1 shows a General view of a refueling aircraft with raised to the working position of the fuel rods; in FIG. 2 is a diagram of a refueling aircraft, front view, with refueling rods raised to a working position; figure 3 presents a design variant of the fuel rod and the scheme of its fastening on the fuselage; Fig. 4 shows a refueling aircraft with the fueling rod (a) removed in the aerodynamic cowls and a refueling scheme with the fueling rods raised to the working position (b); figure 5 shows the possible placement of refueling rods on a refueling aircraft.

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. A refueling aircraft contains a fuselage 1 with a cockpit 2 in the bow, an operator cabin 3 of the refueling system in the rear of the fuselage 1, a viewing window 4 for the operator, wings 5, engines 6 mounted on wing 5, the chassis (in Fig. 1-5 for the flight configuration is not shown), the tail unit, made in the form of two washers 7 vertical tail mounted on the ends of the horizontal tail 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). The refueling system contains the main rigid telescopic rod 9 and additional fuel refueling rods 10. The rod 9 is mounted in the lower part of the rear compartment of the fuselage 1 with the possibility of its lowering and telescopic extension and consists of two concentric pipes, the outer ones of which have rudders of 11 directions and heights, and the inner pipe is equipped at the free end with a fuel sensor 12 connected via a rod 9 to a refueling line (not shown).

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). Additional rising fuel filling rods 10 are mounted on the fuselage 1 symmetrically to the longitudinal axis of the latter with the possibility of rotation in a vertical plane relative to the attachment unit 13. Each of the rods 10 is equipped with a rigid docking cone 14 located on the end of the latter, with a contact fitting inside the cone 14 (fitting not shown) and aerodynamic rudders 15, made controllable. At the same time, the rod 10 is made at least half the length of the fuselage 1. In the lower part of the rod 10, parallel to each other along the rod 10, stabilizing planes 16 are installed, and the rod 10 itself is made with a cross-section of the profile, ensuring smooth flow around it with an air stream (see. figure 3). On the fuselage 1 in front of the attachment points 13 of the additional fuel rods 10, at the maximum possible distance from the attachment points 13, compartments 17 are equipped for accommodating the cable winches 18. Similar cable winches 18 are installed in the fairings 19 located on the wings 5. The ends of all cables 20 wound on cable winches 18 are appropriately fixed at one point on each of the fuel rods 10. In the area of each hinge assembly 13, a power hydraulic cylinder 21 is installed (see FIG. 3), designed to lift and boom bar 10, the rod of which is mounted in the power unit on the bar 10, and the body on the fuselage 1. Along the fuselage 1 in the cleaning plane of each of the rods 10 are installed aerodynamic fairings 22 located parallel to each other and symmetrically to the longitudinal axis of the fuselage 1. In the rear the fuselage 1 is equipped with compartments 23 (by the number of fuel rods 10), designed to clean the docking cone 14, which are closed by the leaves 24, and compartments 25 (also by the number of rods 10) with the searchlights 26 located in them, intended for lighting refueling points (docking cones 14) and the entire lower surface of the refueling aircraft. Guidance lights 27 are installed along the surface of the fuselage 1 along the aerodynamic fairings 22. Auxiliary guidance lights 28 are installed along the length of the fuel rods 10 at the rear of the profile of the said rods 10. The fuel system of the refueling aircraft also includes wing 29 and fuselage 30 fuel tanks (FIG. 1).

Принцип работы элементов системы дозаправки топливом в полете, являющейся основной частью самолета-заправщика, заключается в следующем. The principle of operation of the elements of the in-flight refueling system, which is the main part of the refueling aircraft, is as follows.

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. Before departure for refueling on a refueling aircraft, fuel tanks 29 and 30 are refueled. On a refueling refueling aircraft prepared for take-off, all additional refueling rods 10 are in the position removed from the aerodynamic fairings 22, in which the docking cones 14 of said rods 10 are in the removed compartment 23 position, and the compartments 23 are closed by the leaves 24. The cables 20 are wound on cable winches 18 and hold each rod 10 in the position pressed to the fuselage 1, fixing the rod 10 from vibrations. When this is done, the corresponding tension of the cables 20. The main fuel rod 9 is also in the folded position [5]. Guidance lights 27, 28 and spotlights 26 are not included.

Взлет самолета-заправщика производится аналогично взлету самолета нормальной схемы с носовым колесом. The take-off of a refueling aircraft is similar to that of a normal-take-off airplane 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 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. Before refueling, when the aircraft entered the visual visibility zone and the “wake” was reconstructed (when the refueling aircraft - pos. “B” - is located behind and above or respectively behind and below the refueling airplane - pos. “B”) (Fig. 4b), one or all of the fuel rods 10 (FIG. 5) are lifted from the position shown in FIG. 4a, to the position shown in FIG. 1 - 4, b and 5. For this, the shutters 24 of the compartments 23 open (according to the flight assignment) and with the help of the power cylinders 21, the rods 10 rise, turning in the hinge assembly 13, taking the position required for contacting. The position of the refueling aircraft prepared for refueling and its equipment are shown in Figs. 1–4, b and 5. When each of the rods 10 is lifted, their horizontal rudders 15, turning in their own hinge assemblies, track the angle of the rod 10 and the corresponding cable hoists 18 installed in the fairings 19 on the wing 5 and in the compartments 17 on the fuselage 1, stabilize the rod 10 in the air flow through its entire range of elevation angles by unwinding and rewinding the cables 20. At the end of the lift, the fuel rod 10 is fixed in the raised position by setting the hydraulic cylinder 21 on the hydraulic lock and pulling the cables 20. The stabilization of each rod 10 is additionally carried out using aerodynamic planes 16 and rudders 15 (Fig. 3). After lifting the rods 10, the compartments 23 are closed by the leaves 24, providing a decrease in the drag of the refueling aircraft, and the guidance lights 27 located along the fuselage 1 and the guidance lights 28 located along the rod 10 are turned on. If necessary, the searchlights 26 included in the compartments 25 are also turned on.

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. When refueling (FIG. 4, b), the refueling aircraft (pos. "C"), guided by the turned-on guidance lights 27 and 28, approaches the refueling zone to the docking cone 14 and, maneuvering, dock its fueling rod with the cone 14, located on the end of the rod 10 of the tanker aircraft. In this case, the loads transferred to the rod 10 from the refueling aircraft are compensated by the stiffness of the rod 10 and the tension of the corresponding cables 20. After connecting and connecting the fuel lines of the refueling aircraft and the refueling aircraft, the fuel is pumped from the fuel tanks 29 and 30 through the contact fitting of the docking cone 14 refueling aircraft in the fuel tanks of a refueling aircraft. After taking the required amount of fuel by the refueling aircraft according to the instructions, the stage of uncoupling the refueling rod of the refueling aircraft (pos. "B") with the docking cone 14 of the refueling aircraft is performed. Guidance lights 27 and 28, as well as a searchlight 26 (illuminating the docking cones 14 and the lower surface of the refueling aircraft during refueling), are turned off or remain on for subsequent refueling. After the refueling aircraft leaves the refueling zone, the refueling aircraft is ready to refuel other aircraft.

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. Aircraft refueling from a standard rigid refueling rod 9 is carried out similarly to that specified in / 5 / and / 6 /. In this case, additional fueling rods 10 can be both in the raised and in the retracted position, and either standard lights for said rod 9 or the corresponding guidance lights 27 placed on the fuselage 1 along the aerodynamic fairings 22 located on bottom of the fuselage. The design of the proposed refueling aircraft allows for simultaneous refueling in flight of aircraft (helicopters or airplanes) equipped with either an acceptance rod or a fuel receiver.

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. At the end of the refueling, the guidance lights 27 and 28, the searchlight 26 turn off, and the rods 9 or 10 used in refueling are removed. In this case, the rod 9 rises to the corresponding position, and the rod 10 are removed in their aerodynamic fairings 22 (cone 14 - in the compartments 23). The cleaning of the rods 10 is carried out using the hydraulic cylinder 21, maintaining its steady flow position by tensioning the ropes 20. At a certain angle of inclination of the rod 10, the leaves 24 of the compartments 23 are opened, into which the cone 14. When the rod 10 reaches a horizontal position, when it is between aerodynamic fairings 22, and the cone 14 will be completely removed in the compartment 22, the wings 24 are closed. The corresponding cable winches 18 will additionally tension the cables 20 and firmly press the rods 10 against the fuselage 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. Improving the efficiency of the proposed refueling aircraft in relation to those in operation is that it will be able to simultaneously refuel aircraft (aircraft and helicopters) equipped with either an acceptance bar or a fuel receiver. The indicated location of the fuel rods will eliminate the harmful effect of stall vortices on a refueling aircraft or helicopter. The use of the indicated refueling rod will allow refueling in flight not only of aircraft, but also of helicopters, eliminating the use of a long refueling rod on the latter, which in turn will increase the maneuverability of helicopters, reduce their weight, and reduce vibration loads. Due to the use of cable extensions, the stiffness of the rod increases with a decrease in its weight, the stabilization of its position in the air flow increases, which will reduce the number of attempts to contact and thereby reduce the time for refueling and fuel consumption.

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).Sources of information
1. L. B. Leshchiner, I. E. Ulyanov, "Designing the fuel systems of aircraft" / Ed. Dr. tech. Sciences G.S. Skubachevsky. -M .: Engineering, 1975, pp. 206-207, Fig. 7.27. (analogue).

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). 2. Technical information TsAGI. News of foreign science and technology. Series: Aviation and rocket technology, 1985 N 11, p. 16 (2nd column, 23-35 line from the top) (analog).

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. 3. L. B. Leshchiner, I. E. Ulyanov, “Designing the fuel systems of aircraft” / Ed. Doctor of Technical Sciences G.S. Skubachevsky. -M .: Engineering, 1975, p. 206, Fig. 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. 4. Technical information TsAGI. News of foreign science and technology. Series: Aviation and rocket technology. 1985, N 11 (1513), p.11, 16 (section "Design and on-board systems of the KS-135 aircraft) Fig. 4 (p. 12-13 - layout diagram of the KC-135 aircraft) - prototype.

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. 5. L. B. Leshchiner, I.E. Ulyanov, "Designing the fuel systems of aircraft" / Ed. Dr. tech. sciences G.S. Skubachevsky. -M .: Engineering, 1975, pp. 194-197, Fig. 7.14., 7.15., 7.16.

6. Журнал "FLIGHT ", 1982 г., 10.04., H 3805, стр.932 "КС-10 - транспортный самолет-танкер". 6. The journal "FLIGHT", 1982, 10.04., H 3805, p.932 "KS-10 - transport aircraft tanker".

7. Журнал "FLIGHT", 1982 г., 10.04., H 3805, стр.937-939 "Новая система дозаправки МК-32 на самолете VC-10". 7. The journal "FLIGHT", 1982, 10.04., H 3805, pp. 937-939 "A new refueling system MK-32 on a VC-10 aircraft."

Claims

A refueling aircraft comprising a fuselage with a crew cabin in the bow and an operator cabin of a tail refueling system, a viewing window for the operator, wings, engines mounted on the wing, landing gear, tail unit, fuel system, refueling system including a rigid fuel rod, consisting of two concentric pipes, on the outer of which rudders and heights are installed, and the inner pipe is equipped at the free end with a fuel sensor connected via a rod to the filling line, while the filling rod is mounted in the lower part of the tail section of the fuselage with the possibility of lowering and telescopic extension, and guidance lights are installed along the bottom of the fuselage, characterized in that the tail unit is made in the form of two vertical plumage washers installed at the ends of the horizontal tail unit, the refueling system includes additional rising fuel rods mounted on the fuselage symmetrically to the longitudinal axis of the latter with the possibility of rotation in the vertical plane The mounting unit, each of which has a length of at least half the length of the fuselage and is equipped with a rigid docking cone with a contact fitting, aerodynamic rudders and stabilizing planes, the wing is additionally equipped with fairings installed in the area of the root ribs, inside which additional cable winches are placed, on the fuselage, at the points of the maximum possible distance from the attachment points of the fuel rods, compartments for cable winches are equipped, in the plane of cleaning the fuel rods in additional aerodynamic fairings are installed for the fuselage, while the fuel cone is rigidly fixed to the end of the fuel rod, the stabilizing planes are fixed in the lower part of the rods parallel to each other along the latter, the free ends of the cables of the corresponding wing and fuselage cable winches are fixed to the fuel rods at one point, and cleaning and the release of each rod is performed using a power cylinder mounted on the fuselage, the rod is made with a transverse the cross-section of the profile, ensuring smooth flow around the air stream, the docking cone is retracted into the fuselage compartment, which is closed by flaps, along the aerodynamic fairings located along the fuselage, and guidance lights are installed on the trailing edge of the boom along the latter, and the spotlights installed in the compartment of the rear fuselage are oriented on the lighting of the fueling points and the entire lower surface of the refueling aircraft.