專利名稱：在飛行中將飛行器與加油機燃料加注裝置相連的裝置的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一個在飛行中將飛行器與加油機燃料加注裝置相連的裝置。
該連接裝置特別裝備于軍用飛機如戰(zhàn)斗機或部隊和/或物資運輸機以及直升機，這些飛機為了更好的完成任務(wù)需要在它們的飛行過程中加注燃料。
燃料加注是通過一架加油機實現(xiàn)的，該加油機上設(shè)有至少一個連接裝置，該至少一個連接裝置包括與加油機的至少一個油箱進行液體交換的加油管或類似裝置，該連接裝置在與待加油飛機的連接裝置相連后可以確保燃料從加油機一個或幾個油箱轉(zhuǎn)移到被加油飛機的一個或幾個油箱中。
當(dāng)然，加油機本身也可以裝備一個用于飛行中被加油時從另一架加油機上加注燃料的連接裝置。
目前使用在被加油飛行器上的連接裝置通常包括固定中空連接桿，適于通過其遠端與加油機的加油裝置相配合；以及固定在被加油飛機的結(jié)構(gòu)上的支撐裝置，特別固定在上部分和機身縱向?qū)ΨQ面的前方，所述支撐結(jié)構(gòu)用作帶有所述桿的固定基座，并裝備有內(nèi)部管道，允許將所述被加油飛機的待充滿的油箱與連接桿近端相連。
考慮到連接桿在與加油裝置的管道相連時和輸送燃料期間在連接桿上產(chǎn)生的力，恢復(fù)和承受由連接桿傳遞的力(力和力矩)的支撐結(jié)構(gòu)被設(shè)計為是剛性的。
根據(jù)已知的第一種實現(xiàn)方法，支撐結(jié)構(gòu)包括一個帶有內(nèi)部通道的回轉(zhuǎn)主體以及支撐主體的三個支架。更特別的是，主體前面與連接桿的近端相連，而所述主體的后面與用于將在主體內(nèi)部循環(huán)的燃料帶到油箱的液體管路相連。沿主體布置的三個支架一方面與主體固定，另一方面在外部依靠在機身外殼上，同時固定在機身的橫向結(jié)構(gòu)框架上，在固定結(jié)構(gòu)的幫助下相對外殼位于內(nèi)側(cè)。
三個支架因此構(gòu)成相對框架的嵌入連接，用于將力傳遞到框架上，而回轉(zhuǎn)主體與所述桿施加的彎曲力矩相對。
根據(jù)已知的第二種實現(xiàn)方式，所述桿的支撐結(jié)構(gòu)也包括通過外殼固定在機身結(jié)構(gòu)框架上的三個支架，所述三個支架相互之間通過平板以限定了非常剛性的箱式結(jié)構(gòu)的方式固定連接，該箱式結(jié)構(gòu)的內(nèi)部構(gòu)成內(nèi)部通道。連接桿以近端由固定在箱式結(jié)構(gòu)的前支座上。這種實現(xiàn)方式可以降低在與飛機結(jié)構(gòu)嵌入中產(chǎn)生的應(yīng)力強度，但缺點是加入剛性節(jié)點而且機身幾乎不可變形。
雖然這些方式被廣泛采用，可是這些連接裝置還是有缺點，主要原因是由于它們的剛性。
因為，如果這些嵌入的方案可以有效地恢復(fù)在連接桿上施加、并在與加油機加油裝置相連期間通過這些連接桿的力傳遞，則它會干擾被加油飛機的周圍結(jié)構(gòu)，該周圍結(jié)構(gòu)不能以優(yōu)化的方式發(fā)展，因為易于產(chǎn)生的所有可能的位移在嵌入凹槽附近被鎖定。所以，由于機身結(jié)構(gòu)被設(shè)計用來在飛行期間在飛機內(nèi)部和外部介質(zhì)之間的壓力變化后可以“呼吸”，由“支撐結(jié)構(gòu)-機身結(jié)構(gòu)”連接的剛性阻礙這些位移的事實可以導(dǎo)致所述結(jié)構(gòu)上出現(xiàn)裂紋。一種解決方案在于加強相關(guān)結(jié)構(gòu)區(qū)域以便降低應(yīng)力等級，但這會加重整體并使所述區(qū)域的剛性更高，以至于留有加工余量的結(jié)構(gòu)承受更多的力并使新的裂紋出現(xiàn)。
例如，結(jié)構(gòu)框架有一個“C”型橫向部分用來承受壓力。這樣，每個垂直于機身外殼的框架的芯以剪切方式工作，其下翼或者根部可以避免芯的變形或彎曲，其上翼通過固定裝置而固定在相應(yīng)的支架上和固定在機身外殼上。如果由在支撐結(jié)構(gòu)中的桿產(chǎn)生的徑向力可以由每個支架的芯很好的恢復(fù)，相反，軸向力在框架上產(chǎn)生第二力矩，該第二力矩傾向于導(dǎo)致芯的變形。因此一加強件靠在芯上以便提高每個支架的剛性，但這種方案會導(dǎo)致重量的增加而且剛性的增加會導(dǎo)致裂紋的出現(xiàn)。
本發(fā)明的目的就是要解決這些缺點并且涉及一個連接裝置，其支撐結(jié)構(gòu)的設(shè)計可以特別地避免框架的變形，裂紋的出現(xiàn)以及加強件的大量使用。
為此目的，根據(jù)本發(fā)明，用于被加油飛行器，如飛機在飛行中從設(shè)計有加油裝置的加油機加注燃料的連接裝置，所述連接裝置由被加油飛機支撐并包括一個固定中空連接桿，并且適于與所述加油飛機的加油裝置相配合；以及一個支撐結(jié)構(gòu)，被固定在所述被加油飛機的機身結(jié)構(gòu)上并用作帶所述連接件的固定基座；所述支撐結(jié)構(gòu)設(shè)有可以與所述連接桿連通的內(nèi)部通道，所述支撐結(jié)構(gòu)包括有具有所述內(nèi)部通道的管狀圓柱主體；至少兩個平行軸承，承載所述圓柱主體并被固定在所述機身結(jié)構(gòu)上并適于恢復(fù)由所述連接桿產(chǎn)生并傳遞的徑向力；以及一個縱向鎖定元件，將所述圓柱體沿其縱軸方向鎖定，將所述主體與所述機身結(jié)構(gòu)相連并適于恢復(fù)由所述連接桿產(chǎn)生并傳遞的軸向力。
這樣，代替所述裝置的支撐結(jié)構(gòu)與機身結(jié)構(gòu)的嵌入連接，該嵌入連接可以無差別的將全部力傳遞到機身結(jié)構(gòu)上并導(dǎo)致變形并在所述機身結(jié)構(gòu)上出現(xiàn)裂紋，一方面由軸承固定另一方面由縱向鎖定元件固定的管狀圓柱主體形式的本發(fā)明支撐結(jié)構(gòu)的實施，允許分解由連接桿傳遞到機身結(jié)構(gòu)上的力并且避免之前提到的缺陷。
事實上，軸承如同短的定中心裝置那樣作用，該短的定位中心裝置可以通過允許旋轉(zhuǎn)而恢復(fù)由桿傳遞到管狀主體上的徑向力，并且同時以限制的方式允許遵循桿的運動的角度偏轉(zhuǎn)，因此與所述軸承平行的結(jié)構(gòu)框架的芯有利的并僅在芯的平面上工作，所以不變形?？v向鎖定元件被設(shè)置用于阻礙縱向的位移并恢復(fù)平行于桿的軸向力。
優(yōu)選的，所述軸承分別垂直于所述機身結(jié)構(gòu)的橫向框架的芯并通過所述機身的外殼固定在該橫向框架的芯上，因此框架的芯與軸承在同一平面中以最佳方式工作。
特別的，所述軸承大致安裝于所述管狀圓柱主體末端的附近并且所述縱向鎖定元件位于所述軸承之間。為了獲得短的定中心連接，所述軸承的寬度相對于內(nèi)部直徑較窄，所述內(nèi)部直徑通過調(diào)整容納所述管狀圓柱主體。優(yōu)先的，每個軸承的內(nèi)部直徑和寬度之比為10。例如軸承可以是滑動的或者是彈性或球形鉸接。
在優(yōu)先的實現(xiàn)模型中，所述縱向鎖定元件有利的包含至少一個構(gòu)成帆狀件的薄板，其沿垂直所述主體的縱向平面放置，與所述軸承正交，并將所述主體與機身外殼相連。要注意的是與機身外殼直接相連的這樣設(shè)置的薄板以剪切的方式工作并且避免在機身結(jié)構(gòu)上產(chǎn)生第二力矩。
附圖可以更好的說明本發(fā)明的實現(xiàn)方法。在這些圖中相同的標號表示類似元件。


圖1展示了一架裝備了本發(fā)明的連接裝置的待加油飛機在飛行中通過加油飛機的加油裝置進行加油的示意圖；圖2是連接裝置的縱剖圖；圖3是所述軸承之一與所述裝置的圓柱主體之間尺寸比的透視圖；以及圖4是所述連接裝置的一個實現(xiàn)范例。
被加油飛機1，由圖1所示，裝備了適于與加油機4中設(shè)置的加油裝置3配合的連接裝置2。為此，連接裝置2位于被加油飛機1的機身結(jié)構(gòu)5的前方，大致在縱向?qū)ΨQ面上并在駕駛室6的上方，連接裝置包括固定并且中空連接桿7，其突出在機身前方，通過它的近端8與一個支撐結(jié)構(gòu)9剛性密封連接。該支撐結(jié)構(gòu)9與機身結(jié)構(gòu)5相連并與要加注的油箱(未顯示)進行液體連通。該支撐結(jié)構(gòu)9也構(gòu)成固定在機身5上的基座以固定桿7。在當(dāng)前的范例中，加油裝置3位于加油飛機4的機身10的下方，例如包括一根來自在所述機身10中的吊艙或者絞盤(未顯示)的加油管道11。管道11的末端有一個錐形的導(dǎo)向籃12，從而易于插入并連接該連接桿7的遠端14。
雖然圖1中所示待加油飛機為運輸機1，無庸置疑，連接裝置2可以安裝在其他類型的飛機上，如戰(zhàn)斗機。
如圖2所示，連接裝置2支撐結(jié)構(gòu)或者承載基座9呈具有用于運送燃料的內(nèi)部軸向通道的管狀圓柱主體15，管狀主體的縱向軸L-L大致平行于飛機1的機身5。主體的前部橫向末端17固定容納連接桿7的近端8，而其后部橫向末端18以密封的方式與由虛線畫出的通向所述待加注的油箱的連接管路19相連。
支撐結(jié)構(gòu)9與機身結(jié)構(gòu)5相連，為此，支撐結(jié)構(gòu)9有利地包括兩個平行軸承20，21，所述軸承可調(diào)整地環(huán)繞管狀圓柱主體15并固定在機身結(jié)構(gòu)5上；以及一個固定在所述機身結(jié)構(gòu)的主體的縱向鎖定元件22。
更特別的，飛機的機身結(jié)構(gòu)5主要由構(gòu)成機身覆蓋層的金屬外殼23組成，而剛性結(jié)構(gòu)框架24沿外殼橫向安放在機身結(jié)構(gòu)下方。這些框架24具有大致“C”型橫截面而且分別如之前所述包含一個垂直的芯25，一側(cè)由與外殼的內(nèi)側(cè)面28相配合的水平墊板26終止，而另一側(cè)由大致平行于墊板并且朝向機身5的內(nèi)側(cè)的根部27終止。未顯示的內(nèi)部蒙皮由框架的根部應(yīng)用并固定。
承載管狀主體15的兩個軸承20和21以垂直兩個相關(guān)框架24的芯25的方式安裝，并大致位于主體的相應(yīng)前，后末端17，18處。為了與機身固定，每個軸承20，21都通過靠在外殼23的外側(cè)面29上的基座30終止，通過幾何軸象征表示的固定裝置31(如螺釘，鉚釘或者其他方式)穿過墊板26，外殼23和每個軸承20，21的基座30的相對設(shè)置的孔將它們剛性連接。
這樣設(shè)置的軸承20，21構(gòu)成短的中心定位裝置，通過允許旋轉(zhuǎn)定中心裝置可以用來恢復(fù)當(dāng)連接桿7與加油管道11相連接時產(chǎn)生并傳遞的徑向力ER。同樣，這些是為了得到使每個框架24都跟隨其芯25正常工作，即在其平面上，同時不會引入其他力和/或力矩并避免框架的所有變形和彎曲，而因此出現(xiàn)裂紋。為此，每個框架的芯更好位于它的軸承的延長部分上，在圖2中的同一個平面上。為了通過短的定中心裝置實現(xiàn)這種連接，軸承20，21的寬度L與管狀主體15外徑D之間的比值很大，如圖3所示，例如為10。例如軸承可以是滑動的或者是彈性或球形鉸接并允許限定的角度偏移。
對于設(shè)計用于恢復(fù)沿管狀主體15軸L-L的來自桿的軸向力EA的縱向鎖定元件22來說，其呈薄板或者帆狀件32形式，如圖2中的其橫截部分所示。這塊薄板32通過固定裝置31將管狀主體15與機身5的外殼23相連，并位于軸承20和21之間，最好位于機身5即管狀主體15的縱向?qū)ΨQ垂直平面上，因此薄板不需要變形就可以恢復(fù)大的軸向力。在這些力的作用下，薄板32以剪切C工作，所述剪切C被正?；謴?fù)或直接通過外殼在外殼平面上被恢復(fù)同時不會導(dǎo)致第二力矩。
因此，由于支撐結(jié)構(gòu)9的實施，由桿所傳遞的力被分解和解析為被軸承20，21恢復(fù)的徑向力和被薄板恢復(fù)的軸向力。
圖4是這個連接裝置1的一個實際實施例，從中可以看到，管狀主體15的前端17和后端18包括兩個相應(yīng)的連接33，34，其中一方面固定且密封容納了連接桿7，另一方面固定且密封容納導(dǎo)向待加注的燃料箱的燃料管路(未示出)，允許加油機4中的燃料通過管道11，桿7，主體的軸向通道16和管路19流入被加油飛機1的油箱中。另外，用于恢復(fù)該薄板32的爪35從該管狀圓柱主體15，后端18側(cè)突出。
此外，如圖1，2特別所示，連接裝置2包括一個流線型的保護罩36以包住管狀主體15，軸承20，21，桿7的近端和管路19，并被施加于機身外殼上。
權(quán)利要求
1.用于在飛行中加注燃料的連接裝置(7，9)，一架被加油飛行器(1)，如飛機，從一架設(shè)計有加油裝置(3，11，12)的加油機(4)在飛行中被加油，所述連接裝置(7，9)由被加油飛機(1)承載并包括固定中空連接桿(7)，適于與所述加油飛機(4)的加油裝置(3，11，12)相配合；以及支撐結(jié)構(gòu)(9)，被固定在所述被加油飛機(1)的機身結(jié)構(gòu)(5)上并作為帶有所述連接件(7)的固定基座；所述支撐結(jié)構(gòu)設(shè)有可以與所述連接桿(7)連通的內(nèi)部通道(16)，其特征在于，所述支撐結(jié)構(gòu)(9)包括具有所述內(nèi)部通道的管狀圓柱主體(15)；至少兩個平行軸承(20，21)，承載所述圓柱主體(15)并被固定在所述機身結(jié)構(gòu)上，并適于恢復(fù)所述連接件(7)產(chǎn)生并傳遞的徑向力(ER)；以及縱向鎖定裝置(22)，將所述圓柱體(15)沿其縱軸方向鎖定，將所述主體與所述機身外殼相連并適于恢復(fù)由所述連接桿(7)產(chǎn)生并傳遞的軸向力。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的裝置，其特征在于，所述軸承(20，21)分別垂直于所述機身結(jié)構(gòu)的橫向框架(26)的芯(25)并通過所述機身外殼(23)固定在所述橫向框架的芯(25)上。
3.根據(jù)權(quán)利要求1或2所述的裝置，其特征在于，所述軸承(20，21)大致設(shè)置于所述管狀圓柱主體(15)末端(17，18)附近并且所述縱向鎖定元件(22)位于所述軸承之間。
4.根據(jù)權(quán)利要求1到3任意一項所述的裝置，其特征在于，所述軸承(20，21)的寬度相對其內(nèi)部直徑較窄，該內(nèi)部直徑通過調(diào)整容納所述管狀圓柱主體。
5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的裝置，其特征在于，每個軸承的內(nèi)部直徑與寬度的比值為10。
6.根據(jù)權(quán)利要求1到5任意一項所述的裝置，其特征在于，所述軸承(20，21)是滑動或者是彈性球形鉸接。
7.根據(jù)權(quán)利要求1到6任意一項所述的裝置，其特征在于，所述縱向鎖定元件(22)包含至少一個形成帆狀件的薄板(32)，其沿垂直所述主體的縱向平面放置，與所述軸承(20，21)正交，并將所述主體(15)與機身的結(jié)構(gòu)(5)的外殼相連。
全文摘要
本發(fā)明涉及一項在飛行中將飛行器與加油機加油設(shè)備相連接的裝置。本發(fā)明的特征在于承載中空固定桿的支撐裝置(9)固定在所述飛行器的機身結(jié)構(gòu)(5)上，包括一個具有內(nèi)部通道的管狀圓柱主體(15)，至少兩個支撐所述圓柱主體的平行軸承(20，21)，以及一個沿所述圓柱主體的縱軸將圓柱主體鎖定的縱向元件(22)，將所述主體與所述機身結(jié)構(gòu)相連。
文檔編號B64D39/00GK101022995SQ200580031109
公開日2007年8月22日 申請日期2005年9月6日 優(yōu)先權(quán)日2004年9月16日
發(fā)明者P·阿羅伊 申請人:法國空中巴士公司