ТЕЛЕСКОПИЧЕСКИЙ ПРИЕМНИК ТОПЛИВА СИСТЕМЫ ЗАПРАВКИ ТОПЛИВОМ В ПОЛЕТЕ Советский патент 1995 года по МПК B64D39/06 

Изобретение относится к авиации, в частности к системам заправки топливом в полете по схеме "Конус".

Известен телескопический приемник топлива системы заправки топливом в полете, содержащий наружную трубу, подвижную внутреннюю трубу с закрепленной на ней топливной головкой, включающей в себя корпус, в котором на спицах, закреплен полый наконечник со штоком, а также топливный клапан.

Одним из недостатков такого приемника топлива является намерзание льда на топливной головке при нахождении заправляемого самолета в зоне обледенения, что исключает контактирование с конусом-датчиком агрегата заправки самолета-заправщика без предварительного сброса льда путем "холостых выстрелов" подвижной трубы или "стрельбой" по аэродинамическому конусу конуса-датчика.

В известном устройстве не гарантируется надежное отделение льда от топливной головки, в результате чего вероятность удачного контактирования снижается, а общее время заправки увеличивается.

Недостатком такого приемника топлива является также его кинетический нагрев, особенно топливной головки, при полете заправляемого самолета на сверхзвуковой скорости, что ведет к усложнению конструкции уплотнительных устройств в топливной головке, снижает их надежность и ресурс.

Целью изобретения является повышение надежности в работе путем обеспечения обогрева топливной головки при нахождении заправляемого самолета в зоне обледенения или ее охлаждения от кинетического нагрева при полете на сверхзвуковой скорости.

Это достигается тем, что в телескопическом приемнике топлива системы заправки топливом в полете, содержащем наружную трубу, внутреннюю подвижную трубу с закрепленной на ней топливной головкой, включающей в себя корпус, в котором на спицах закреплен полый наконечник со штоком, а также топливный клапан, наружная труба снабжена буксой, охватывающей корпус топливной головки и выполненной с кольцевым каналом и штуцером для сообщения кольцевого канала с магистралью теплоносителя, при этом шток наконечника выполнен в виде двух концентричных труб, образующих кольцевую полость, причем вход внутренней трубы штока через каналы, выполненные в корпусе головки и спицах, сообщен с кольцевым каналом буксы, а выход с полостью наконечника, при этом топливный клапан выполнен из двух концентричных обечаек, внешняя из которых снабжена двумя рядами отверстий, а образуемая концентричными обечайками кольцевая полость своей входной частью через первый ряд отверстий во внешней обечайке, кольцевой канал в корпусе головки, каналы в спицах, сообщена с полостью штока, а выходной частью через второй ряд отверстий во внешней обечайке с атмосферой.

На фиг. 1 показан телескопический приемник топлива в походном положении; на фиг. 2 топливная головка, закрепленная на подвижной трубе в исходном положении.

Телескопический приемник топлива 1 (см. фиг. 1) состоит из наружной трубы 2, внутренней подвижной трубы 3 и закрепленной на ней топливной головки 4, которая содержит корпус 5, наконечник 6 и топливный клапан 7.

Шток 8 наконечника 6 состоит из наружной трубы 9 и внутренней трубы 10. Топливный клапан 7 состоит из наружной обечайки 11 и внутренней обечайки 12. Наконечник 6 закреплен в корпусе 5 на спицах 13, в которых выполнены каналы 14 и 15, а в штоке 8 наконечника отверстия 16 и 17.

В наружной обечайке 11 топливного клапана 7 выполнены отверстия 18 и 19.

На наружной трубе 2 закреплена букса 20, в которой выполнен кольцевой канал 21, соединенный через штуцер 22 буксы 20 с магистралью 23 закомпрессорного воздуха или турбохолодильника заправляемого самолета.

При включении противообледенительной системы заправляемого самолета (или системы охлаждения топливной головки) горячий (холодный) воздух от заправляемого самолета через магистраль 23 проходит через штуцер 22, кольцевой канал 21, отверстия 14 в спицах 7, отверстия 16 в штоке 8 и через внутреннюю трубу 10 штока 8 в полость 24 наконечника 6.

Из полости 24 горячий (холодный) воздух через кольцевой канал 25, образуемый трубами 9 и 10, через отверстия 17 в штоке 8, каналы 15 в спицах 13, кольцевой канал 26 корпуса 5 и через отверстия 18 поступает в кольцевую полость 27 клапана 7, образованную наружной и внутренней обечайками 11 и 12. Из полости 27 отработавший воздух через отверстия 19 выходит в атмосферу.

Такая последовательность прохождения горячего (холодного) воздуха через полости обогрева (охлаждения) топливной головки обеспечивает наивыгоднейшую эффективность нагрева (охлаждения) именно тех частей головки, которые наиболее подвержены обмерзанию (кинетическому нагреву) в процессе эксплуатации, а также наименьший расход воздуха по сравнению с другими известными нам системами обогрева (охлаждения) головок приемников топлива.

Изобретение относится к авиации, в частности к системам заправки топливом в полете по схеме "Конус". Целью изобретения является повышение надежности в работе путем обеспечения обогрева топливной головки при нахождении заправляемого самолета в зоне обледенения или ее охлаждения от кинетического нагрева при полете на сверхзвуковой скорости. Телескопический приемник топлива состоит из наружной трубы 2, подвижной внутренней трубы 3, закрепленной на ней топливной головки, состоящей из корпуса 5, наконечника 6 и топливного клапана 7. Наружная труба 2 снабжена буксой 20, в которой выполнен кольцевой канал 21, соединенный через штуцер 22 буксы 20 с магистралью 23 теплоносителя. Шток 8 наконечника 6 состоит из наружной трубы 9 и внутренней трубы 10, а топливный клапан 7 из наружной обечайки 11 и внутренней обечайки 12. Наконечник 6 закреплен в корпусе 5 на спицах 13, в которых выполнены каналы 14 и 15, а в штоке 8 отверстия 16 и 17. В наружной обечайке 11 топливного клапана выполнены отверстия 18 и 19. 2 ил.

ТЕЛЕСКОПИЧЕСКИЙ ПРИЕМНИК ТОПЛИВА СИСТЕМЫ ЗАПРАВКИ ТОПЛИВОМ В ПОЛЕТЕ, содержащий наружную трубу, внутреннюю подвижную трубу с закрепленной на ней топливной головкой, включающей корпус, в котором на спицах закреплен полый наконечник со штоком, а также топливный клапан, отличающийся тем, что, с целью повышения надежности в работе путем обеспечения обогрева топливной головки при нахождении заправляемого самолета в зоне обледенения или ее охлаждения от кинетического нагрева при полете на сверхзвуковой скорости, наружная труба снабжена буксой, охватывающей корпус топливной головки и выполненной с кольцевым каналом и штуцером для сообщения кольцевого канала с магистралью теплоносителя, при этом шток наконечника выполнен в виде двух концентричных труб, образующих кольцевую полость, причем вход внутренней трубы штока через каналы, выполненные в корпусе топливной головки и спицах, сообщен с кольцевым каналом буксы, а выход с полостью наконечника, причем топливный клапан выполнен из двух концентричных обечаек, внешняя из которых снабжена двумя рядами отверстий, а образуемая концентричными обечайками кольцевая полость своей входной частью через первый ряд отверстий во внешней обечайке, кольцевой канал в корпусе головки, каналы в спицах, сообщена с полостью штока, а выходной частью через второй ряд отверстий во внешней обечайке с атмосферой.