КОНУС-ДАТЧИК ТОПЛИВА АГРЕГАТА ЗАПРАВКИ
FUELING UNIT TAPER GAGE

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам дозаправки летательных аппаратов топливом в полете по типу «шланг-конус».
Известен конус-датчик топлива агрегата заправки, содержащий корпус, шаровой шарнир, стабилизирующий аэродинамический конус (Патент РФ №1778983, приоритет 02.09.1980 г.).
В процессе разработки и модернизации систем дозаправки летательных аппаратов топливом в полете возникла необходимость определения усилий, действующих на конус-датчик топлива при воздействии на него аэродинамических сил. При этом необходимо, чтобы датчик, измеряющий эти усилия, был встроен в существующий конус-датчик без изменения его конструктивных размеров и функциональных характеристик.
Недостатком прототипа является невозможность измерения усилий, действующих на конус-датчик топлива в полете.
Задачей изобретения является измерение усилий, действующих на конус-датчик в полете при воздействии на него аэродинамических сил.
Поставленная задача решается конусом-датчиком топлива агрегата заправки, в котором на конической части шарового шарнира выполнен ряд сквозных прямоугольных пазов, на перемычках между пазами установлены тензорезисторы, включенные в измерительную схему, внутри шарового шарнира установлена втулка, а выход измерительной схемы подключен ко входу блока памяти, корпус которого проходит сквозь паз и закреплен на наружной поверхности втулки.
Заявляемое устройство представлено на чертежах.
Фиг.1 представляет общий вид конуса-датчика топлива, позволяющего измерять требуемые усилия.
Фиг.2 представляет увеличенную измерительную часть конуса-датчика топлива.
Фиг.3 представляет сечение датчика по Б-Б.
Заявляемое устройство состоит из корпуса 1, шарового шарнира 2, стабилизирующего аэродинамического конуса 3 (фиг.1), втулки 4, уплотнительных колец 5, блока памяти 6 (фиг.2), тензорезисторов 7, установленных на перемычках 8 между сквозными прямоугольными пазами 9, выполненных на конической части шарового шарнира (фиг.3).
Конус-датчик топлива при воздействии растягивающих его аэродинамических сил, действующих на стабилизующий аэродинамический конус 3, деформируют перемычки 8 на конической части шарового шарнира 2, заставляя их изгибаться. При этом тензорезисторы 7 меняют свое электрическое сопротивление и на выходе измерительной схемы появляется сигнал, который регистрируется блоком памяти 6, показания которого считываются после полета.
При протекании топлива внутри конуса-датчика втулка 4, вставленная в корпус шарового шарнира, не позволяет топливу вытекать через пазы 9. Сама же втулка 4 герметизируется уплотнительными кольцами 5, которые не препятствуют деформации перемычек 8.
Корпус блока памяти 6 вставлен через паз 9 и закреплен на втулке 4 таким образом, что он не выходит за габариты шарового шарнира.
Таким образом, решается задача создания устройства, позволяющего осуществить измерение усилий, действующих на конус-датчик в полете при воздействии на него аэродинамических сил.