КОНУС СИСТЕМЫ ЗАПРАВКИ ТОПЛИВОМ В ПОЛЕТЕ
IN-FLIGHT REFUELING SYSTEM CONE

Изобретение относится к области авиации, в частности к устройствам присоединения заправочных шлангов к летательным аппаратам при заправке топливом в полете.
При заправке самолета топливом в полете самолет - заправщик выпускает топливозаправочный шланг, к внешней стороне которого прикреплен конус, имеющий узел контактирования и стабилизирующую аэродинамическую юбку. Юбка обеспечивает устойчивое положение конуса в потоке и необходимое натяжение топливного шланга. Узел контактирования в свою очередь обеспечивает соединение топливной магистрали конуса с приемником топлива заправляемого самолета.
Для формирования общей топливопроводящей магистрали конуса и приемника топлива необходимо открытие топливных клапанов конуса и головки приемника топлива.
В современных системах открытие - закрытие топливных клапанов конуса и головки происходит автоматически, взаимным перемещением головки в приемном гнезде узла контактирования конуса, так называемые самосоединяющиеся, самоуплотняющиеся соединения (патенты US 2728590 от 25.09.1952 г., опубликованный 27.12.1955 г., US 2946605 от 22.03.1956, опубликованный 26.07.1960 г., US 3059895 от 31.05.1957 г., опубликованный 23.10.1962 г.).
Усилие соединения конуса и головки в основном определяется усилием, необходимым для открытия топливных клапанов конуса и головки.
Если в конусе и головке перед стыковкой давление незначительное (например, давление наддува баков самолета - заправщика и заправляемого самолета), то усилие открытия топливных клапанов конуса и головки будет небольшим и определяется минимальным удельным поджатием уплотнителей клапанов (Эдельман А.И. Топливные клапана жидкостных ракетных двигателей. М. 1970. Рис. 4.7), и в реальной конструкции (ОСТ 1 14718-90 «Узел контактирования системы заправки самолетов топливом в полете») суммарно составит 400÷600 Н.
Если топливный клапан конуса находится под значительным давлением, особенно в системах заправки с «мягким» (некаркасированным) шлангом, это приводит к большим усилиям, которые необходимо преодолеть при соединении головки с приемным гнездом узла контактирования конуса. На практике это требует высоких относительных скоростей сближения при контактировании между самолетом-заправщиком и заправляемым самолетом, что приводит к проблемам для всех типов самолетов из-за расстояния, которое необходимо заправляемому самолету для замедления после соединения.
Известны конструкции конуса, предлагаемые для снижения усилия открытия топливного клапана конуса, однако, они снижают это усилие только частично (заявка РСТ GB 2014/050951 от 26.03.2014, опубликованная WO 2014/170635 23.10.2014 г., патент RU 1778983 от 02.09.1980 г., опубликованный 09.07.1995 г.).
В качестве прототипа принята конструкция конуса-датчика топлива агрегата заправки по патенту RU 1778983 от 02.09.1980 г.
Конус содержит:
- корпус, имеющий гнездо узла контактирования с замковым устройством;
- топливный клапан в корпусе;
- шаровой шарнир с топливной магистралью;
- стабилизирующую аэродинамическую юбку;
- подпружиненный топливный клапан, выполненный в виде поршня с полым штоком, в котором размещен клапан-золотник, переключающий подклапанное пространство топливного клапана с топливной магистрали шарового шарнира на полость гнезда узла контактирования.
2
Это устройство снижает усилие контактирования, но, тем не менее, находится на уровне 1200-1400 Н при давлении в конусе 0,5-0,8 мПа (5-8 кгс/см).
Задачей изобретения является существенное снижение усилия контактирования путем обеспечения открытия клапана конуса, усилие открытия которого не зависит от давления топлива в топливной магистрали конуса.
Поставленная задача решается выполнением в корпусе топливного клапана конуса входного отверстия, с внутренней стороны которого выполнены герметизирующее седло и канал, охватывающий цилиндрическую камеру с подпружиненным поршнем топливного клапана и сообщающий входное отверстие с гнездом узла контактирования, а поршень топливного клапана снабжен уплотнительным узлом по цилиндрической поверхности камеры и глухой торцевой поверхностью с уплотнителем, поджатым к седлу входного отверстия, и имеющей дроссельное отверстие, сообщающее входное отверстие с внутренним объемом камеры, при этом диаметр седла входного отверстия меньше диаметра поршня топливного клапана, а камера топливного клапана со стороны гнезда узла контактирования снабжена нажимным подпружиненным клапаном, толкатель которого размещен в гнезде узла контактирования.
При этом торцевую поверхность топливного клапана конуса, как вариант, выполняют в виде усеченного конуса, или в виде криволинейной поверхности вращения, обеспечивающей минимальное сопротивление топливного клапана при его полном открытии, или в виде комбинации конической и криволинейной поверхностей вращения.
Это обеспечивает минимальное усилие открытия топливного клапана конуса, практически не зависящее от давления в конусе.
Заявляемый конус системы заправки топливом в полете представлен фигурами 1, 2.
На фиг. 1 представлен конус в исходном состоянии, топливный клапан закрыт.
На фиг. 2 представлен конус в положении заправки, головка приемника топлива состыкована с конусом, топливный клапан открыт.
Конус системы заправки топливом в полете 1 имеет корпус 2 с приемным гнездом 3 узла контактирования и замковым устройством 4 и корпус топливного клапана 5 с цилиндрической камерой 6. В цилиндрической камере 6 размещен подпружиненный поршень 7 топливного клапана.
Конус 1 также имеет шаровой шарнир 8 с топливной магистралью 9 и стабилизирующую аэродинамическую юбку 10.
Корпус топливного клапана 5 снабжен входным отверстием 11, с внутренней стороны которого выполнены герметизирующее седло 12 и канал 13, охватывающий цилиндрическую камеру 6 и сообщающий входное отверстие 11 с гнездом 3 узла контактирования.
Поршень 7 топливного клапана 5 снабжен уплотнительным узлом 14 по цилиндрической поверхности 15 камеры 6 и глухой торцевой поверхностью 16 с уплотнителем 17, поджатым к седлу 12.
Глухая поверхность 16 имеет дроссельное отверстие 18.
Диаметр седла 12 меньше диаметра поршня 7 по цилиндрической поверхности 15.
При этом камера 6 со стороны гнезда 3 узла контактирования снабжена нажимным подпружиненным клапаном 19, толкатель 20 подпружиненного нажимного клапана 19 размещен в гнезде 3 узла контактирования.
Также глухая торцевая поверхность 16 топливного клапана выполнена, как вариант, в виде конической поверхности 21 или в виде профиля, обеспечивающего минимальное сопротивление топливного клапана при его полном открытии.
Заявляемый конус системы заправки топливом в полете работает следующим образом (для иллюстрации работы конуса на фиг. 2 представлена головка приемника топлива 22 с проточкой 24 под замки 4 конуса, имеющая наконечник 23 и топливный клапан 25).
Конус 1, выходя в поток, раскрывает стабилизирующую аэродинамическую юбку 10, которая обеспечивает необходимое натяжение шланга и устойчивое положение конуса в потоке. Приемное гнездо 3 узла контактирования находится в исходном состоянии. Камера 6 топливного клапана перекрыта нажимным клапаном 19 относительно гнезда 3. Поршень 7 топливного клапана находится под давлением топлива в топливной магистрали 9 и поджимается к герметизирующему седлу 12 глухой стенкой 16 с уплотнителем 17. Усилие поджатая обеспечивается разностью площадей поршня 7 и герметизирующего седла 12. Топливо из магистрали 9 шарового шарнира 8 не поступает в гнездо 3 узла контактирования.
При контактировании головки приемника топлива 22 с приемным гнездом 3 наконечник 23 головки приемника топлива 22 нажимает на толкатель 20 нажимного клапана 19 конуса, одновременно замки 4 опускаются в проточку 24 головки 22, и открывается топливный клапан 25 головки. Давление топлива в цилиндрической камере 6 падает, и поршень 7 с глухой стенкой 16 под давлением топлива в топливной магистрали 9 перемещается внутрь цилиндрической камеры 6. Топливная магистраль 9 шарового шарнира 8 через отверстие 11 и канал 13 сообщаются с приемным гнездом 3 конуса, и через открытый клапан 25 головки 22 приемника топлива топливо поступает в заправляемый самолет.
При движении головки 22 из приемного гнезда 3 конуса головка 22 снимается с замков 4, топливный клапан головки 25 постепенно прикрывается, и наконечник 23 отпускает толкатель 20 нажимного клапана 19. Давление топлива в камере 6 становится равным давлению в топливной магистрали 9, поршень 7 с глухой стенкой 16 перемещаются к герметизирующему седлу 12, и магистраль 9 полностью перекрывается. Конус возвращается в исходное состояние.
Таким образом, заявляемый конус системы заправки топливом в полете обеспечивает усилие открытия клапана конуса, практически не зависящее от давления топлива в топливной магистрали конуса.