CN109850167B - 一种双向通油活门及其设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种双向通油活门及其设计方法，包括壳体、堵头、套筒、弹簧、弹簧支架，套筒安装在壳体内，堵头通过弹簧支架与套筒内的弹簧连接，双向通油活门通过壳体安装在燃料箱分箱之间的输油管路上。飞行器燃料箱供油时，燃料箱内燃油从双向通油活门一端进入、另一端流出，堵头能够沿着套筒向进口或出口方向移动。当飞行器具有较大的正向或负向加速度时，进口端或出口端的堵头运动至壳体进口或出口的密封位置，封闭该侧管路，实现液柱隔断，将燃料液柱产生的压力隔断为几部分，从而减小了燃料箱的设计压力，降低了燃料箱的重量，提高了飞行器的总体性能，扩展了液体燃料飞行器的使用范围，有广泛的应用前景。

Description

一种双向通油活门及其设计方法

技术领域

本发明属于飞行器油箱设计技术领域，具体涉及一种双向通油活门及其设计方法。

背景技术

在采用液体燃料的飞行器燃料箱承压能力设计中，需要综合考虑供油压力和液体燃料液柱产生的过载压力。供油压力是指燃料供给过程中燃料箱必须满足的能力。过载压力是指由于飞行器加速度的存在导致液柱产生的压力，当飞行器燃料箱较长和加速度较高时，液柱过载压力将远大于供油压力。例如，燃料箱总长为4m，燃料密度为0.78kg/L，供油压力为0.1～0.15MPa，当最大加速度为10g时，作用在燃料箱后端面的过载压力为0.306MPa，是供油压力的2倍。

要承受该过载压力，一是增加燃料箱的强度，这将大幅度增加燃料箱的结构重量，从而削弱飞行器的总体性能；二是在燃料箱的供油管路中增加电磁阀、电动阀或电爆截止阀，在安装、供电、控制等方面将增加系统的复杂程度，降低系统的可靠性。

发明内容

针对现有技术中存在的过载压力大于供油压力的技术问题，本发明提供了一种双向通油活门及其设计方法，用于降低飞行器燃料箱设计压力，进而降低飞行器结构质量。

本发明解决上述技术问题采用的技术方案如下：

本发明提供了一种双向通油活门，所述双向通油活门包括壳体、堵头、套筒、弹簧和弹簧支架，所述壳体为两端渐缩式结构，所述套筒通过外侧沿周向均布的凸台固定连接到壳体内部，套筒内部设置一对弹簧，弹簧套装在弹簧支架上，每根弹簧一端固定在弹簧支架的固定板上、另一端固定在套筒出口处，弹簧支架与堵头连接并装配为一体，堵头与弹簧支架能够沿着壳体向进口或出口方向移动。

进一步的，所述壳体为圆形管件，壳体中心内侧面设置一圈凹槽，套筒外侧面凸台内嵌在凹槽里。

进一步的，所述弹簧支架处于套筒的内部，弹簧支架的径向尺寸小于套筒的出口尺寸，所述弹簧的中径大于套筒的出口尺寸。

进一步的，所述堵头为球形结构，所述双向通油活门左右结构对称。

进一步的，所述双向通油活门通过壳体安装在燃料箱分箱之间的输油管路上，双向通油活门轴线与飞行器轴线平行。

进一步的，所述输油管路上安装多个所述双向通油活门。

进一步的，当飞行器有正向或负向加速度时，所述堵头向加速度反方向运动，在飞行器加速度不低于双向通油活门关闭的飞行器加速度a_gb时，堵头封闭加速度反方向侧的管路，实现液柱隔断。

进一步的，所述双向通油活门关闭飞行器加速度a_gb大于2g。

进一步的，所述双向通油活门两个弹簧参数不同。

本发明还提供了一种双向通油活门的设计方法，包括如下步骤：

S1、根据飞行器总体专业的指标要求确定双向通油活门关闭的飞行器正向和负向加速度a_gb；

S2、给定堵头从初始位置到壳体密封位置的距离以及堵头的质量；

S3、计算弹簧的参数：

kx＝ma_gb

其中，m为堵头的质量，a_gb为双向通油活门关闭飞行器加速度，x为堵头初始位置到密封位置的距离，k为弹簧的刚度，G为弹簧材料的切变模量，d为弹簧丝的直径，n为弹簧的有效圈数，D为弹簧的中径；

S4、设计套筒和弹簧支架之间的尺寸，使其小于弹簧的自由高度，确保弹簧安装后的预压缩。

本发明的有益效果：

(1)本发明提出的双向通油活门在飞行器较大的加速度时，堵头反向运动封闭该侧管路，实现液柱隔断，将燃料液柱产生的压力隔断为两段，从而减小燃料箱的设计压力。根据燃料箱长度和设计工作压力要求，可在供油管路上安装数个双向通油活门，将燃料液柱产生的压力隔断为几部分，减小了燃料箱的设计压力。

(2)本发明提出的双向通油活门重量轻，工作可靠，能够降低燃料箱的设计压力，从而减少燃料箱的结构重量，提高飞行器的总体性能。

(3)本发明提出的双向通油活门在飞行器正向和负向加速度条件下均能够实现液柱隔断，扩展了液体燃料飞行器的使用范围，有广泛的应用前景。

附图说明

所包括的附图用来提供对本发明实施例的进一步的理解，其构成了说明书的一部分，用于例示本发明的实施例，并与文字描述一起来阐释本发明的原理。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的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1示出了根据本发明的具体实施例提供的双向通油活门结构示意图,包括(a)双向通油活门轴线剖视图,(b)A-A面剖视图；

图1包括以下附图标记：

1-壳体 2-堵头 3-套筒 4-弹簧 5-弹簧支架。

具体实施方式

下面对本发明的具体实施例进行详细说明。在下面的描述中，出于解释而非限制性的目的，阐述了具体细节，以帮助全面地理解本发明。然而，对本领域技术人员来说显而易见的是，也可以在脱离了这些具体细节的其它实施例中实践本发明。

在此需要说明的是，为了避免因不必要的细节而模糊了本发明，在附图中仅仅示出了与根据本发明的方案密切相关的设备结构和/或处理步骤，而省略了与本发明关系不大的其他细节。

本发明提供的一种双向通油活门，为左右对称结构，如图1所示，包括壳体1、堵头2、套筒3、弹簧4和弹簧支架5。

壳体1为两端渐缩式的结构构型，壳体1中间截面面积较大用于安装套筒等内部元件，两端截面面积变小用于与堵头2的球形结构形成密封端口，壳体1截面形状可根据实际输油管路需求设计。堵头2、套筒3、弹簧4、弹簧支架5安装固定在壳体1内部的中间位置，套筒3为圆筒形结构，套筒3外侧沿周向均布至少两个凸台，凸台固定连接到壳体1内部。套筒3内部左右对称设置一对弹簧4，弹簧4套装在弹簧支架5上，每根弹簧4一端固定在弹簧支架5的尾部固定板上、另一端固定在套筒3出口处，设计套筒3的出口尺寸小于弹簧4的中径，防止弹簧4在运动过程中滑出套筒3，弹簧支架5与堵头2连接并装配为一体，堵头2与弹簧支架5能够沿着壳体向进口或出口方向移动。

双向通油活门通过壳体1安装在燃料箱分箱之间的输油管路上，双向通油活门轴线与飞行器轴线平行。飞行器燃料箱供油时，燃料箱内燃油从双向通油活门进口端进入，从双向通油活门出口端流出。在飞行器加速度低于通油活门关闭加速度a_gb时，双向通油活门处于开启状态，不影响飞行器的燃料供给；当飞行器正向(或负向)加速度不低于通油活门关闭飞行器加速度a_gb时，进口端(或出口端)的堵头2运动至壳体1进口(或出口)的密封位置，封闭该侧管路，实现液柱隔断。

本实施例中，壳体1为圆形管件，壳体1对称中心内侧面设置一圈凹槽，套筒3外侧沿周向均布三个凸台，如图1所示，套筒3外侧面凸台内嵌在壳体1的凹槽里，减小了壳体1和套筒3的装配误差，并采用电子束焊接的方式固定，保证壳体1和套筒3的连接可靠。

本实施例中，堵头2为球形结构，堵头2外径大于壳体1密封端口内径，当堵头2到达密封位置时，能够保证密封可靠，实现液柱可靠隔断。两端堵头2距离壳体1两端密封端口保持一定距离，在飞行器加速度低于通油活门关闭加速度a_gb时，保证燃料的正常流通。

本实施例中，弹簧支架5处于套筒3的内部，弹簧支架5的径向尺寸小于套筒3的出口尺寸，实现堵头2与弹簧支架5能够沿着壳体向进口或出口方向移动，不出现卡滞。

本实施例中，弹簧4安装在套筒3和弹簧支架5之间，通过设计套筒3、弹簧支架5之间的尺寸将安装后的弹簧4预压缩，保证弹簧的稳定性。弹簧4的中径大于套筒3的出口尺寸，防止弹簧4在运动过程中滑出套筒3。

当飞行器有正向或负向加速度时，堵头2向与加速度相反的方向运动，通过设计堵头2的质量，以及弹簧4的刚度，在飞行器加速度不低于双向通油活门关闭飞行器加速度a_gb时，堵头2运动至壳体1与加速度反向的进口或出口的密封位置，封闭该侧管路，实现液柱隔断。

双向通油活门关闭飞行器加速度a_gb，根据总体要求确定的设计指标值，由最小关闭要求确定，一般大于2g。

本发明双向通油活门结构左右对称，两端均可作为开口使用，在特殊应用中，也可以根据飞行器正向、负向不同的加速度设计两个参数不同弹簧，满足不同飞行加速度下的油路的关闭。

本发明双向通油活门也可以在供油管路上安装多个，将燃料液柱产生的压力隔断为几部分，减小了燃料箱的设计压力。

本发明提供的双向通油活门，可以通过以下设计方法获得：

第一步，根据飞行器总体专业的指标要求确定双向通油活门关闭的飞行器正向和负向加速度a_gb；

第二步，给定堵头从初始位置到壳体密封位置的距离x，以及堵头的质量m；

第三步，确定弹簧的参数：

kx＝ma_gb

其中，m为进、出口端密封堵头的质量(kg)，a_gb为双向通油活门关闭的飞行器加速度，x为堵头初始位置到密封位置的距离(mm)，k为弹簧的刚度(N/mm)，G为弹簧材料的切变模量(N/mm²)，d为弹簧丝的直径(mm)，n为弹簧的有效圈数，D为弹簧的中径(mm)。

弹簧的刚度是根据进、出口端密封堵头的质量m以及飞行器加速度a_gb确定的，a_gb、m和x均为已知值，可以确定弹簧的刚度k，再由弹簧刚度计算弹簧的其他参数。

第四步，设计套筒和弹簧支架之间的尺寸，使其小于弹簧的自由高度，实现安装后弹簧的预压缩，保证弹簧的稳定性。

如上针对一种实施例描述和/或示出的特征可以以相同或类似的方式在一个或更多个其它实施例中使用，和/或与其它实施例中的特征相结合或替代其它实施例中的特征使用。

应该强调，术语“包括/包含”在本文使用时指特征、整件、步骤或组件的存在，但并不排除一个或更多个其它特征、整件、步骤、组件或其组合的存在或附加。

这些实施例的许多特征和优点根据该详细描述是清楚的，因此所附权利要求旨在覆盖这些实施例的落入其真实精神和范围内的所有这些特征和优点。此外，由于本领域的技术人员容易想到很多修改和改变，因此不是要将本发明的实施例限于所例示和描述的精确结构和操作，而是可以涵盖落入其范围内的所有合适修改和等同物。

本发明未详细说明部分为本领域技术人员公知技术。

Claims (9)

1.一种双向通油活门，其特征在于，所述双向通油活门包括壳体、堵头、套筒、弹簧和弹簧支架，所述壳体为两端渐缩式结构，所述套筒通过外侧沿周向均布的凸台固定连接到壳体内部，套筒内部设置一对弹簧，所述弹簧支架和堵头也各具有一对，弹簧支架处于套筒的内部，每根弹簧分别套装在每个弹簧支架上，且每根弹簧一端固定在弹簧支架的固定板上、另一端固定在套筒出口处，弹簧支架与堵头连接并装配为一体，堵头与弹簧支架能够沿着壳体向进口或出口方向移动；两端堵头距离壳体两端密封端口保持一定距离，在飞行器加速度低于通油活门关闭加速度a_gb时，保证燃料的正常流通；当飞行器有正向或负向加速度时，所述堵头向加速度反方向运动，在飞行器加速度不低于双向通油活门关闭的飞行器加速度a_gb时，堵头封闭加速度反方向侧的管路。

2.根据权利要求1所述的双向通油活门，其特征在于，所述壳体为圆形管件，壳体中心内侧面设置一圈凹槽，套筒外侧面凸台内嵌在凹槽里。

3.根据权利要求1所述的双向通油活门，其特征在于，所述弹簧支架的径向尺寸小于套筒的出口尺寸，所述弹簧的中径大于套筒的出口尺寸。

4.根据权利要求1所述的双向通油活门，其特征在于，所述堵头为球形结构，所述双向通油活门左右结构对称。

5.根据权利要求1所述的双向通油活门，其特征在于，所述双向通油活门通过壳体安装在燃料箱分箱之间的输油管路上，双向通油活门轴线与飞行器轴线平行。

6.根据权利要求5所述的双向通油活门，其特征在于，所述输油管路上安装多个所述双向通油活门。

7.根据权利要求1所述的双向通油活门，其特征在于，所述双向通油活门关闭飞行器加速度a_gb大于2g。

8.根据权利要求1所述的双向通油活门，其特征在于，所述双向通油活门两个弹簧参数不同。

9.一种根据权利要求1～8中任一项所述双向通油活门的设计方法，其特征在于，包括如下步骤：

S1、根据飞行器总体专业的指标要求确定双向通油活门关闭的飞行器正向和负向加速度a_gb；

S2、给定堵头从初始位置到壳体密封位置的距离以及堵头的质量；

S3、计算弹簧的参数：

kx＝ma_gb

其中，m为堵头的质量，a_gb为双向通油活门关闭飞行器加速度，x为堵头初始位置到密封位置的距离，k为弹簧的刚度，G为弹簧材料的切变模量，d为弹簧丝的直径，n为弹簧的有效圈数，D为弹簧的中径；

S4、设计套筒和弹簧支架之间的尺寸，使其小于弹簧的自由高度，确保弹簧安装后的预压缩。

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