一种减缓对接冲击的软式空中加油受油装置

1.本发明涉及飞机受油技术领域，特别是涉及一种减缓对接冲击的软式空中加油受油装置。


背景技术：

2.空中加油技术发展至今，安全性、可靠性已经大幅提高，但事故仍时有发生。软管鞭甩现象是造成空中加油失败的主要原因之一，在空中加油的对接和输油阶段，受油机高速对接引起软管松弛，有可能发生软管鞭甩现象，极大限制了空中加油任务的成功率和安全性。
3.本发明为解决空中加油对接过程中产生的鞭甩现象，提供一种在过快对接速度下不引起加油锥管松弛的受油装置设计，实现空中加油的安全对接。


技术实现要素：

4.本发明的目的是提供一种减缓对接冲击的软式空中加油受油装置，以解决上述现有技术存在的问题。
5.为实现上述目的，本发明提供了如下方案：本发明提供一种减缓对接冲击的软式空中加油受油装置，包括:受油锥头，对接软管，输油管和油箱；所述受油锥头插入受油飞机的加油锥套内；所述受油锥头通过所述对接软管与所述输油管相连接；所述输油管与所述油箱连通；所述受油锥头和输油管上安装有连杆传动组件；所述连杆传动组件与驱动组件传动连接；所述驱动组件固定安装于加油机的侧翼。
6.所述连杆传动组件包括第一连杆；所述第一连杆一端与所述驱动组件转动连接；所述第一连杆另一端转动连接有第二连杆的一端；所述第二连杆中部还转动连接有第三连杆的一端；所述第二连杆的另一端安装在所述受油锥头上；所述第三连杆的另一端安装在所述输油管的一端；所述第一连杆上还转动连接有固定支座；所述固定支座固连于所述受油飞机的机身上。
7.所述受油锥头和输油管靠近所述对接软管的一端分别固定套设有第二输油管套和第一输油管套；所述第二连杆固定安装在所述第二输油管套上；所述第三连杆固定安装在所述第一输油管套上；
8.所述输油管远离所述对接软管的一端为球状结构，所述输油管转动安装在球面支座上，可相对球形贴合面转动。
9.所述受油锥头始终与固定支座和球面支座的连线互相平行；所述第一连杆始终与输油管互相平行。
10.所述驱动组件包括安装座；所述安装座上转动安装有摩擦缸；所述摩擦缸的活塞端与所述第一连杆的一端通过转轴转动连接。
11.所述对接软管为波纹管。
12.本发明公开了以下技术效果：本发明通过连杆传动组件与驱动组件的配合调节，
使在过高对接速度下受油锥头产生缓冲效果，降低受油锥头对加油锥管的冲击速度，避免锥管过度松弛进而诱发鞭甩，同时为保证受油装置能进行正常对接，受油装置具有一定的刚度，在一定范围内受油装置保证冲击力能顶开加油锥管上的活门实现空中加油。
附图说明
13.为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
14.图1为整体结构示意图；
15.图2为本发明另一状态结构示意图；
16.图3为本发明空中加油受油示意图；
17.图4为本发明空中加油系统多体动力学模型示意图；
18.图5为无缓冲受油锥头受油时加油锥管结点构型图；
19.图6为使用本结构有缓冲受油锥头受油时加油锥管结点构型图；
20.图7为受油插头有无缓冲软管剪力变化示意图。
21.其中，1、受油锥头；2、第二输油管套；3、对接软管；4、第一输油管套；5、固定支座；6、活塞杆；7、摩擦缸；8、安装座；9、输油管；10、第一连杆；11、球面支座；12、第二连杆；13、第三连杆。
具体实施方式
22.下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
23.为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。
24.本发明提供一种减缓对接冲击的软式空中加油受油装置，包括:受油锥头1，对接软管3，输油管9和油箱；受油锥头1插入受油飞机的加油锥套内；受油锥头1通过对接软管3与输油管9相连接；输油管9与油箱连通；受油锥头1和输油管9上安装有连杆传动组件；连杆传动组件与驱动组件传动连接；驱动组件固定安装于加油机的侧翼。
25.连杆传动组件包括第一连杆10；第一连杆10一端与驱动组件转动连接；第一连杆10另一端转动连接有第二连杆12的一端；第二连杆12中部还连接有第三连杆13的一端；第二连杆12的另一端安装在受油锥头1上；第三连杆13的另一端安装在输油管9的一端；第一连杆10上还转动连接有固定支座5，固定支座5固连于所述受油飞机的机身上。
26.受油锥头1和输油管9靠近对接软管3的一端分别固定套设有第二输油管套2和第一输油管套4；第二连杆12固定安装在第二输油管套2上；第三连杆13固定安装在第一输油管套4上；
27.输油管9远离对接软管3的一端为球状结构，输油管9转动安装在球面支座11上，可
相对球形贴合面转动。
28.受油锥头1始终与固定支座5和球面支座11的连线互相平行；第一连杆10始终与输油管9互相平行。
29.驱动组件包括安装座8；安装座8上转动安装有摩擦缸7；摩擦缸7的活塞杆6与第一连杆10的一端通过转轴转动连接。
30.对接软管3为波纹管。
31.进一步的，现有技术中传统的固定式和收放式受油装置刚性的安装在受油飞机上，当受油飞机以较高速度进行对接就会在碰撞作用下使加油锥管迅速松弛，松弛的软管在气流影响下发生鞭甩现象，影响飞行安全。
32.在本发明的一个实施例中，在正常对接载荷下，驱动组件为受油锥头提供了一定刚度而本身不发生滑移，保证冲击力能顶开加油锥管上的活门实现空中加油；而在较高对接速度带来的冲击载荷下，驱动组件产生滑动摩擦使受油锥头向后移动，避免将高速碰撞的冲击力施加给锥套，进而导致软管的过度松弛。
33.在本发明的一个实施例中，通过连杆传动组件将对接时的冲击力传递到活塞杆6上，当冲击力大于摩擦活塞杆6产生的静摩擦力时，活塞杆6在摩擦缸7内移动使得受油锥头1“变软”，同时通过摩擦缸7放置的位置设计，保证受油锥头1旋转到任何位置，施加在活塞杆6上的力相同，防止由于连杆传动组件角度不同导致缓冲效果变化。
34.图3给出了空中加油受油示意图，定义直角坐标系xoy，x指向来流方向，摩擦缸ab和连杆ac与机身分别铰接在b点和o点处，某一时刻连杆从初始位置旋转到a'c'位置，定义连杆与x方向夹角为δ1，连杆与摩擦缸的夹角为δ2，当摩擦缸产生最大摩擦力f
max
时，这时通过受油装置所能产生的抵御力为：
[0035][0036]
式中，l和l分别为ao和oc长度，
[0037]
δ2满足关系：
[0038]
δ2＝δ1+δ3[0039]
式中δ3为摩擦缸与方向的夹角，大小通过几何关系确定：
[0040][0041]
式中：d1和d2分别为摩擦缸铰接点b与坐标原点o的水平和垂直投影距离。
[0042]
如果对接过程中施加在受油锥头上的外力f大于fm，则受油装置将发生打滑，受油锥头随连杆向后运动，δ1逐渐增大到最大缓冲位置。通过上面分析可知，fm大小随δ1的变化而逐渐变化，选取合适的d1参数可以减小变化范围，这里取d1＝lsinδ0，其中δ0为连杆初始位置时的δ1大小。
[0043]
在本发明的一个实施例中，如图2所示，加油机、受油机和锥套使用刚体单元描述；加油软管利用基于任意欧拉-拉格朗日描述(ale)的绝对节点坐标(ancf)梁单元建立模型，该方法能够反映加油管路的大幅度变形、大范围运动以及变长度特性。整个软管共划分n个单元，共n+1个节点，前n-1个单元为拉格朗日单元，最后一个单元为ale单元。
[0044]
空中加油系统的各个部分通过约束方程耦合起来，其中，加油机吊舱与加油软管的一端通过球铰连接，锥套固连于加油软管的另一端，受油锥头与锥套间的缓冲通过平移副和施加约束力的方式来建模。空中加油系统动力学方程为：
[0045][0046]
其中：r
t
、rr、rd分别为加油机、受油机和锥套的质心坐标，λ
t
、λr、λd分别为加油机、受油机和锥套的欧拉四元数，m
t
、mr、md分别为加油机、受油机和锥套的质量矩阵，j
t
、jr、jd分别为加油机、受油机和锥套的惯量矩阵，f
t
、fr、fd分别为加油机、受油机和锥套受到的外力，m
t
、mr、md分别为加油机、受油机和锥套受到的外力矩，m
ele
为软管单元质量阵，q
ele
是软管单元的广义坐标向量，q
ele
是软管单元的广义力，ck表示系统的整体约束方程矢量，nc为系统约束方程个数，σk表示系统的整体拉格朗日乘子向量，g
t
、gr、gd是四元数组成的矩阵，表示为：
[0047][0048]
加油机的外力f
t
包括加油机的重力m
t
g(g为重力加速度)和气动力。加油机气动力
以及气动力矩在全局坐标系下的三维分量表示为：
[0049][0050][0051]
其中：分别为加油机俯仰角速度、滚转角速度、偏航角速度，是加油机升降舵偏角，q
t
为加油机处动压，s
t
为加油机特征面积，v为来流速度，b
t
为加油机翼展，c
t
为加油机平均气动弦长，分别为加油机升力系数、阻力系数、侧向力系数，分别为加油机升力系数、阻力系数、侧向力系数，分别为加油机滚转力矩系数、俯仰力矩系数、偏航力矩系数，分别为加油机零攻角升力系数、阻力系数、俯仰力矩系数，这些系数中的上标t代表加油机。同理，得到受油机气动力以及气动力矩表达式：
[0052]
[0053][0054]
其中：分别为受油机俯仰角速度、滚转角速度、偏航角速度，是受油机升降舵偏角，qr为受油机处动压，sr为受油机特征面积，br为受油机翼展，cr为受油机平均气动弦长。
[0055]
锥套受到的合外力fd包括锥套重力mdg和气动阻力。锥套气动阻力dd的表达式为：
[0056][0057]
式中：qd表示锥套处来流动压，αd表示锥套的迎角，βd表示锥套的侧滑角，为锥套的零攻角气动力系数矩阵,为锥套的气动力系数对迎角导数矩阵，为锥套的气动力系数对侧滑角导数矩阵。
[0058]
加油软管受到的气动力包括和压差阻力，第k段软管受到的表面摩擦力表达式为：
[0059][0060]
式中，ρ为空气密度，v
t,k
＝(vk+v)
·
nk为第k段软管相对气流的速度沿软管的切向分量，vk为第k段软管相对全局坐标系原点的速度矢量，nk为第k段软管的切向单位向量；dk为加油软管的直径，lk为第k段软管的长度，c
t,k
是第k段软管的切向气动阻力系数。
[0061]
第k段软管的压差阻力的表达式为：
[0062][0063]
式中，v
n,k
＝vk+v-v
t,k
为第k段软管相对气流的速度沿软管的法向分量，c
n,k
是第k段软管的法向气动阻力系数。
[0064]
通过程序开发将气动力模型引入到多体动力学框架下，因此所建立的加油机-加油软管-锥套-受油机系统动力学模型能够反映加油机、受油机运动、锥套、加油管路变形与气动力的耦合影响。
[0065]
进一步的，分别对有无受油插头缓冲装置两种情况下的对接过程进行分析，图5和图6给出了马赫数0.5、对接速度为20m/s下有无受油插头缓冲装置下软管的构型变化对比，分析结果表明，有缓冲情况下，对接后软管构型变化不大，而无缓冲情况下软管很快发生了软管鞭甩现象。
[0066]
进一步的，从图7可以看出，本发明有效的抑制软管鞭甩现象，锥套附近软管剪力最大值相比未加受油插头缓冲装置情况减小83.4％。使用该装置能在较高对接速度下安全完成对接操作，同时较高对接速度也减少了头波效应带来的影响，在一定程度内降低了对接难度，提高了空中加油对接的容错率。
[0067]
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。
[0068]
以上所述的实施例仅是对本发明的优选方式进行描述，并非对本发明的范围进行限定，在不脱离本发明设计精神的前提下，本领域普通技术人员对本发明的技术方案做出的各种变形和改进，均应落入本发明权利要求书确定的保护范围内。

技术特征：
1.一种减缓对接冲击的软式空中加油受油装置，其特征在于，包括:受油锥头(1)，对接软管(3)，输油管(9)和油箱；所述受油锥头(1)插入受油飞机的加油锥套内；所述受油锥头(1)通过所述对接软管(3)与所述输油管(9)相连接；所述输油管(9)与所述油箱连通；所述受油锥头(1)和输油管(9)上安装有连杆传动组件；所述连杆传动组件与驱动组件传动连接；所述驱动组件固定安装于加油机的侧翼。2.根据权利要求1所述的减缓对接冲击的软式空中加油受油装置，其特征在于：所述连杆传动组件包括第一连杆(10)；所述第一连杆(10)一端与所述驱动组件转动连接；所述第一连杆(10)另一端转动连接有第二连杆(12)的一端；所述第二连杆(12)中部还转动连接有第三连杆(13)的一端；所述第二连杆(12)的另一端安装在所述受油锥头(1)上；所述第三连杆(13)的另一端安装在所述输油管(9)的一端；所述第一连杆(10)上还转动连接有固定支座(5)，所述固定支座(5)固连于所述受油飞机的机身上。3.根据权利要求2所述的减缓对接冲击的软式空中加油受油装置，其特征在于：所述受油锥头(1)和输油管(9)靠近所述对接软管(3)的一端分别固定套设有第二输油管套(2)和第一输油管套(4)；所述第二连杆(12)固定安装在所述第二输油管套(2)上；所述第三连杆(13)固定安装在所述第一输油管套(4)上；所述输油管(9)远离所述对接软管(3)的一端为球状结构，所述输油管(9)转动安装在球面支座(11)上，可相对球形贴合面转动。4.根据权利要求2所述的减缓对接冲击的软式空中加油受油装置，其特征在于：所述受油锥头(1)始终与固定支座(5)和球面支座(11)的连线互相平行；所述第一连杆(10)始终与输油管(9)互相平行。5.根据权利要求2所述的减缓对接冲击的软式空中加油受油装置，其特征在于：所述驱动组件包括安装座(8)；所述安装座(8)上转动安装有摩擦缸(7)；所述摩擦缸(7)的活塞杆(6)与所述第一连杆(10)的一端通过转轴转动连接。6.根据权利要求1所述的减缓对接冲击的软式空中加油受油装置，其特征在于：所述对接软管(3)为波纹管。

技术总结
本发明公开一种减缓对接冲击的软式空中加油受油装置，包括:受油锥头，对接软管，输油管和油箱；受油锥头插入受油飞机的加油锥套内；受油锥头通过对接软管与输油管相连接；输油管与油箱连通；受油锥头和输油管上安装有连杆传动组件；连杆传动组件与驱动组件传动连接；驱动组件固定安装于加油机的侧翼。本发明通过连杆传动组件与驱动组件的配合调节，使在过高对接速度下受油锥头产生缓冲效果，降低受油锥头对加油锥管的冲击速度，避免锥管过度松弛诱发鞭甩现象，同时为保证受油装置能进行正常对接，受油装置具有一定的刚度，在一定范围内受油装置保证冲击力能顶开加油锥管上的活门实现空中加油。门实现空中加油。门实现空中加油。


技术研发人员：赵振军 谭兴宇 赵战卫 师琨琨 侯兴兴
受保护的技术使用者：北方工业大学
技术研发日：2023.01.31
技术公布日：2023/5/16