CN111483608A - 一种飞机重力加油系统改装空中加油系统的设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种飞机重力加油系统改装空中加油系统的设计方法，属于飞机空中加油领域，主要针对现有的现役飞机，使用本方案对现役飞机的加油系统进行改装，使用改变油箱加油管路的内径或增减附加阻尼来调节管路加油流量，并且校验各种突发情况下的管道冲击压力和油箱内的油压，使得改装后可以进行空中加油，并且各种常见突发情况都无法影响空中加油，解决了现有飞机的需要满足空中加油的需求，并且本方案定性定量，用于对现役飞机进行改装，可执行性高，且准确高效。

Description

一种飞机重力加油系统改装空中加油系统的设计方法

技术领域

本发明涉及飞机空中加油领域，特别涉及一种飞机重力加油系统改装空中加油系统的设计方法。

背景技术

现代战争中对飞机有着越来越多的需求，要求飞机具有大作战半径、长留空时间、快速机动能力以及大载弹量等功能，而空中加油技术是能满足这些功能要求的关键技术之一。对于仅装有重力加油系统的有人机、无人机，因作战任务需要或需验证前沿新技术也必须采用空中加油。飞机空中加油是指一架飞机在空中飞行中向另一架飞机或几架飞机(或直升机)补给燃油。

作战中，空中加油给军用飞机带来的好处主要是，增大受油机的航程，延长作战飞机的续航时间，提高生存能力，增大军用飞机的有效载荷或载弹量，解决了载油量和携带武器之间的矛盾、加大作战飞机的机动性空中加油已成为现代战争中的重要支援力量和一项非常有效的手段。有关专家把一个国家是否装备空中加油机和空中加油机数量的多少看成这个国家空军是否强大的重要标志之一。

对于现有的飞机，若为了满足空中加油的需求，重新进行加油系统设计，不仅设计周期长，而且会改变飞机现有总体布局和结构，对飞机的影响重大且存在不可控风险。

发明内容

本发明的目的在于：提供了一种飞机重力加油系统改装空中加油系统的设计方法，针对现有的现役飞机，对现役飞机的加油系统进行改装，使得改装后可以进行空中加油，并且各种常见突发情况都无法影响空中加油，解决了现有飞机有需要满足空中加油的需求。

本发明采用的技术方案如下：

一种飞机重力加油系统改装空中加油系统的设计方法，主要包括依次进行的以下步骤：

S1：建立飞机重力加油系统的管路模型，进行空中加油计算，得到各个油箱满油时间；

S2：进行加油管路流量分配的计算，在不更改飞机内部结构前提下，调节各油箱的管路加油流量，调节后的加油管路满足所有油箱同时满油的要求；

S3：校验在所有加油活门控制均失效时的最苛刻工程环境下，校核飞机的通气系统能否将多余燃油溢出机外，油箱内的油压是否会超过油箱的限定值；

S4：校验系统，在使加油活门突然关闭的情况下，校核加油管路系统中的冲击压力不得超过系统的检验压力；

S5：对整个空中加油全过程飞机重心变化范围进行校核计算，保证整个空中加油全过程中飞机的重心波动幅度满足要求。

本方案可以针对现役各类型重力加油的飞机，首先建立需要进行改装重力加油系统的飞机的重力加油系统的管路模型，便于进行模拟和计算，并且我们需要计算得到该飞机的各个油箱的满油时间，以便对各个油箱现有的管路加油速度有一定了解，并进行调整，使得各个油箱的加油管路适应该邮箱的大小，即各油箱同时从空油状态加油，各油箱同时满油。在对飞机进行加油时，尤其是空中加油，加油活门可能会突然关闭，这样会导致加油管路中的冲击压力增大，为了保证油箱和加油管路的安全，这里我们需要保证所有的加油活门突然关闭的情况下，该加油管路系统的冲击压力都不得超过系统的检验压力。如果在某一加油活门关闭时，该加油系统管路的冲击压力超过了系统的检验压力，那么一般情况下我们会等比例缩小各个管路的加油流量，以使得该加油系统管路在加油活门关闭时的冲击压力小于系统的检验压力，也可以使用其他方法，比如仅缩小该管路的加油流量，同时非等比例地调整其他管路的加油流量，既使得所有管路满足步骤S2中的使所有油箱同时满油的要求，又使得该管路在加油活门关闭的情况下的冲击压力不超过系统的检验压力。

最后我们需要对加油全过程的飞机重心变化进行校核，即对所有油箱从空油开始加油，直到加满这整个过程中飞机的重心变化进行校核，需要考虑各油箱在飞机的位置，一般我们在这里建立飞机重心关于油箱重量的动态变化模型，模拟计算在整个加油过程中，随着飞机各个油箱重量的变化，飞机的重心变化，确保在整个加油过程中飞机的重心波动幅度满足要求。

进一步地，所述步骤S2中调节飞机各油箱的管路加油流量的方法为以下方法中的至少一种：

方法1：改变各油箱的管路的内径；

方法2：增减各油箱管路的附加阻尼。

调节油箱的管路加油流量，一般采用上述两种方法，改变管路内径时，对应单位时间的输送油的体积改变，因此可以调节该油箱管路的加油流量，而方法2的改变油箱管路的附加阻尼，一般采用的是改变管路内径的摩擦力、使用大/小阻尼摩擦结构等方法，改变油箱管路的附加阻尼，可以改变在同等流速下的油箱管道中的油在油箱管路中的流速消耗，因此可以改变油箱管路的加油流量。

进一步地，所述步骤S3的校核过程具体为依次进行的以下步骤：

S3-1：将飞机的各油箱的加油活门都置为失效状态，得出各油箱的压力，油箱内的表压不得超过标准规定值；

S3-2：对于超过标准规定值的油箱，对其通气系统的管路进行调节或改装直到所有油箱的表压低于标准规定值。

步骤S3中，由于各加油活门之间的影响很低可以忽略不计，因此我们可以直接在飞机加油过程中的各个时间将飞机各油箱的加油活门都置为失效状态，得出此时各油箱的压力，这里由于飞机的加油过程是个线性连续过程，因此并不可能在每时每刻都将飞机的所有加油活门置为失效作为实验，因此我们根据实际需求选取一定的时间间隔将飞机的所有加油活门置为失效作为实验。直到满足各加油活门都置为失效状态时，各油箱的表压都不超过标准规定值，这样才进入步骤S4，否则重新进行步骤S2。

进一步地，所述标准规定值为0.068Mpa。

进一步地，所述步骤S4的校核过程具体为：

S4-1：根据加油活门工作工况，将加油活门突然关闭的情况分为正常关闭和应急关闭两种情况；

S4-2：分析加油活门正常关闭情况下的加油管路系统中的冲击压力：将加油活门开度时间根据油箱内页面高度来调整，不大于30s，检测加油管路系统中的冲击压力；

S4-3：分析加油活门应急关闭情况下的加油管路系统中的冲击压力：使加油活门分别在1s、1.5s、2s内关闭，检测加油管路系统中的冲击压力；

S4-4：对于在步骤S4-2和S4-3中检测出的加油管路系统中的冲击压力，若至少一个步骤检测出的冲击压力超过系统的检验压力阈值，进行调节以将冲击压力降低至小于系统的检验压力。

进一步地，所述系统的检验压力阈值为1.242Mpa。

加油活门突然关闭情况分为正常关闭和应急关闭两种，正常关闭情况我们采用上述S4-2的步骤模拟并检验加油管路系统中的冲击压力，而应急关闭情况我们采用上述4-3的步骤进行模拟并检验加油管路系统中的冲击压力，当两种情况中任一种或两种情况都检测出的加油管路系统中的冲击压力超过系统的检验压力阈值时，对加油管路再次进行调节，以保证步骤S4-2和S4-3这两种情况检测出的冲击压力都小于系统的检验压力阈值，这里若超过检验压力阈值时，实际上是返回步骤S2进行调节，采用步骤S2中的调节方法，调节后首先需要满足步骤S2和S3中的要求，然后在进行步骤S4中的检验分析过程，直到调节后的加油管道满足步骤S2、S3和步骤S4中的条件，这样步骤S4才检验完毕，进行下一步步骤S5。

进一步地，所述步骤S5中对整个空中加油全过程飞机重心变化范围进行校核计算的过程具体为：

S5-1：根据现有的飞机重心计算方法，对改装加油管路后的飞机，在整个加油过程中的x、y、z三个坐标方向的重心变化范围进行校核计算；

S5-2：若整个加油过程中的飞机重心波动幅度小于规定范围，则该改装的加油管路符合空中加油系统的要求；

若整个加油过程中有飞机重心波动幅度超出规定范围的时刻，则该改装的加油管路不符合空中加油系统的要求，则返回步骤S2重新进行加油管路的调节。

步骤S5用于对整个空中加油全过程飞机重心变化范围进行检测和校核，同样由于飞机的加油过程是个线性连续过程，因此我们需要对飞机加油管路进行加油过程中飞机油箱的重量变化进行模拟，出的油箱重量关于加油时间的曲线，然后由油箱重量得出其影响下飞机在x、y、z三个坐标方向的重心变化曲线，进而得到飞机x、y、z三个坐标方向的重心变化关于加油时间变化的曲线，校核飞机x、y、z三个坐标方向的重心变化是否超过规定范围，若超过，则返回步骤S重新进行加油管路的调节，若不超过，则满足步骤S5的校验，同时由于进入步骤S5的方案满足步骤S2、S3和S4，因此该方案满足所有步骤的校验，该方案即为通过本方案所述的方法确定出的飞机重力加油系统改装空中加油系统管道的方案。

综上所述，由于采用了上述技术方案，本发明的有益效果是：

1.本发明一种飞机重力加油系统改装空中加油系统的设计方法，针对现有的现役飞机，对现役飞机的加油系统进行改装，使得改装后可以进行空中加油，并且各种常见突发情况都无法影响空中加油，解决了现有飞机的需要满足空中加油的需求。

2.本发明一种飞机重力加油系统改装空中加油系统的设计方法，针对现有的现役飞机，对现役飞机的加油系统进行改装，使得改装后可以进行空中加油，并且各种常见突发情况都无法影响空中加油，本方案定性定量，用于对现役飞机进行改装，可执行性高，且准确高效。

附图说明

为了更清楚地说明本技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，应当理解，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相关的附图，其中：

图1是本发明的原理框图；

图2是本发明的流程框图；

图3是本发明的操作流程图。

具体实施方式

为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，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，应当理解，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例，因此不应被看作是对保护范围的限定。基于本发明中的实施例，本领域普通技术工作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。

在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“设置”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；也可以是直接相连，也可以是通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

下面结合图1至图3对本发明作详细说明。

实施例1

一种飞机重力加油系统改装空中加油系统的设计方法，如图1，主要包括依次进行的以下步骤：

S1：建立飞机重力加油系统的管路模型，进行空中加油计算，得到各个油箱满油时间；

S2：进行加油管路流量分配的计算，在不更改飞机内部结构前提下，调节各油箱的管路加油流量，调节后的加油管路满足所有油箱同时满油的要求；

S3：校验在所有加油活门控制均失效时的最苛刻工程环境下，校核飞机的通气系统能否将多余燃油溢出机外，油箱内的油压是否会超过油箱的限定值；

S4：校验系统，在使加油活门突然关闭的情况下，校核加油管路系统中的冲击压力不得超过系统的检验压力；

S5：对整个空中加油全过程飞机重心变化范围进行校核计算，保证整个空中加油全过程中飞机的重心波动幅度满足要求。

工作原理：本方案可以针对现役各类型重力加油的飞机，首先建立需要进行改装重力加油系统的飞机的重力加油系统的管路模型，便于进行模拟和计算，并且我们需要计算得到该飞机的各个油箱的满油时间，以便对各个油箱现有的管路加油速度有一定了解，并进行调整，使得各个油箱的加油管路适应该邮箱的大小，即各油箱同时从空油状态加油，各油箱同时满油。在对飞机进行加油时，尤其是空中加油，加油活门可能会突然关闭，这样会导致加油管路中的冲击压力增大，为了保证油箱和加油管路的安全，这里我们需要保证所有的加油活门突然关闭的情况下，该加油管路系统的冲击压力都不得超过系统的检验压力。如果在某一加油活门关闭时，该加油系统管路的冲击压力超过了系统的检验压力，那么一般情况下我们会等比例缩小各个管路的加油流量，以使得该加油系统管路在加油活门关闭时的冲击压力小于系统的检验压力，也可以使用其他方法，比如仅缩小该管路的加油流量，同时非等比例地调整其他管路的加油流量，既使得所有管路满足步骤S2中的使所有油箱同时满油的要求，又使得该管路在加油活门关闭的情况下的冲击压力不超过系统的检验压力。

最后我们需要对加油全过程的飞机重心变化进行校核，即对所有油箱从空油开始加油，直到加满这整个过程中飞机的重心变化进行校核，需要考虑各油箱在飞机的位置，一般我们在这里建立飞机重心关于油箱重量的动态变化模型，模拟计算在整个加油过程中，随着飞机各个油箱重量的变化，飞机的重心变化，确保在整个加油过程中飞机的重心波动幅度满足要求。

实施例2

本发明在上述实施例1的基础上，如图3，步骤S2中调节飞机各油箱的管路加油流量的方法为以下方法中的至少一种：

方法1：改变各油箱的管路的内径；

方法2：增减各油箱管路的附加阻尼。

工作原理：调节油箱的管路加油流量，一般采用上述两种方法，改变管路内径时，对应单位时间的输送油的体积改变，因此可以调节该油箱管路的加油流量，而方法2的改变油箱管路的附加阻尼，一般采用的是改变管路内径的摩擦力、使用大/小阻尼摩擦结构等方法，改变油箱管路的附加阻尼，可以改变在同等流速下的油箱管道中的油在油箱管路中的流速消耗，因此可以改变油箱管路的加油流量。

本实施例的其他部分与上述实施例1相同，故不再赘述。

实施例3

本发明在上述实施例1-2任一项的基础上，如图2、图3，所述步骤S3的校核过程具体为依次进行的以下步骤：

S3-1：将飞机的各油箱的加油活门都置为失效状态，得出各油箱的压力，油箱内的表压不得超过标准规定值0.068Mpa；

S3-2：对于超过标准规定值的油箱，对其通气系统的管路进行调节或改装直到所有油箱的表压低于标准规定值0.068Mpa。

工作原理：步骤S3中，由于各加油活门之间的影响很低可以忽略不计，因此我们可以直接在飞机加油过程中的各个时间将飞机各油箱的加油活门都置为失效状态，得出此时各油箱的压力，这里由于飞机的加油过程是个线性连续过程，因此并不可能在每时每刻都将飞机的所有加油活门置为失效作为实验，因此我们根据实际需求选取一定的时间间隔将飞机的所有加油活门置为失效作为实验，一般情况下设置为1秒。直到满足各加油活门都置为失效状态时，各油箱的表压都不超过标准规定值，这样才进入步骤S4，否则重新进行步骤S2。

本实施例的其他部分与上述实施例1-2任一项相同，故不再赘述。

实施例4

本发明在上述实施例1-3任一项的基础上，如图2，所述步骤S4的校核过程具体为：

S4-1：根据加油活门工作工况，将加油活门突然关闭的情况分为正常关闭和应急关闭两种情况；

S4-2：分析加油活门正常关闭情况下的加油管路系统中的冲击压力：将加油活门开度时间根据油箱内页面高度来调整，不大于30s，检测加油管路系统中的冲击压力；

S4-3：分析加油活门应急关闭情况下的加油管路系统中的冲击压力：使加油活门分别在1s、1.5s、2s内关闭，检测加油管路系统中的冲击压力；

S4-4：对于在步骤S4-2和S4-3中检测出的加油管路系统中的冲击压力，若至少一个步骤检测出的冲击压力超过系统的检验压力阈值1.242Mpa，进行调节以将冲击压力降低至小于系统的检验压力。

工作原理：加油活门突然关闭情况分为正常关闭和应急关闭两种，正常关闭情况我们采用上述S4-2的步骤模拟并检验加油管路系统中的冲击压力，而应急关闭情况我们采用上述4-3的步骤进行模拟并检验加油管路系统中的冲击压力，当两种情况中任一种或两种情况都检测出的加油管路系统中的冲击压力超过系统的检验压力阈值时，对加油管路再次进行调节，以保证步骤S4-2和S4-3这两种情况检测出的冲击压力都小于系统的检验压力阈值，这里若超过检验压力阈值时，实际上是返回步骤S2进行调节，采用步骤S2中的调节方法，调节后首先需要满足步骤S2和S3中的要求，然后在进行步骤S4中的检验分析过程，直到调节后的加油管道满足步骤S2、S3和步骤S4中的条件，这样步骤S4才检验完毕，进行下一步步骤S5。

本实施例的其他部分与上述实施例1-3任一项相同，故不再赘述。

实施例5

本发明在上述实施例1-4任一项的基础上，如图2、图3，所述步骤S5中对整个空中加油全过程飞机重心变化范围进行校核计算的过程具体为：

S5-1：根据现有的飞机重心计算方法，对改装加油管路后的飞机，在整个加油过程中的x、y、z三个坐标方向的重心变化范围进行校核计算；

S5-2：若整个加油过程中的飞机重心波动幅度小于规定范围，则该改装的加油管路符合空中加油系统的要求；

若整个加油过程中有飞机重心波动幅度超出规定范围的时刻，则该改装的加油管路不符合空中加油系统的要求，则返回步骤S2重新进行加油管路的调节。

工作原理：步骤S5用于对整个空中加油全过程飞机重心变化范围进行检测和校核，同样由于飞机的加油过程是个线性连续过程，因此我们需要对飞机加油管路进行加油过程中飞机油箱的重量变化进行模拟，出的油箱重量关于加油时间的曲线，然后由油箱重量得出其影响下飞机在x、y、z三个坐标方向的重心变化曲线，进而得到飞机x、y、z三个坐标方向的重心变化关于加油时间变化的曲线，校核飞机x、y、z三个坐标方向的重心变化是否超过规定范围，若超过，则返回步骤S重新进行加油管路的调节，若不超过，则满足步骤S5的校验，同时由于进入步骤S5的方案满足步骤S2、S3和S4，因此该方案满足所有步骤的校验，该方案即为通过本方案所述的方法确定出的飞机重力加油系统改装空中加油系统管道的方案。

本实施例的其他部分与上述实施例1-4任一项相同，故不再赘述。

以上所述，仅是本发明的较佳实施例，并非对本发明做任何形式上的限制，凡是依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化，均落入本发明的保护范围之内。

Claims (7)

1.一种飞机重力加油系统改装空中加油系统的设计方法，其特征在于：主要包括依次进行的以下步骤：

S1：建立飞机重力加油系统的管路模型，进行空中加油计算，得到各个油箱满油时间；

S2：进行加油管路流量分配的计算，在不更改飞机内部结构前提下，调节各油箱的管路加油流量，调节后的加油管路满足所有油箱同时满油的要求；

S3：校验在所有加油活门控制均失效时的最苛刻工程环境下，校核飞机的通气系统能否将多余燃油溢出机外，油箱内的油压是否会超过油箱的限定值；

S4：校验系统，在使加油活门突然关闭的情况下，校核加油管路系统中的冲击压力不得超过系统的检验压力；

S5：对整个空中加油全过程飞机重心变化范围进行校核计算，保证整个空中加油全过程中飞机的重心波动幅度满足要求。

2.根据权利要求1所述的一种飞机重力加油系统改装空中加油系统的设计方法，其特征在于：所述步骤S2中调节飞机各油箱的管路加油流量的方法为以下方法中的至少一种：

方法1：改变各油箱的管路的内径；

方法2：增减各油箱管路的附加阻尼。

3.根据权利要求1所述的一种飞机重力加油系统改装空中加油系统的设计方法，其特征在于：所述步骤S3的校核过程具体为依次进行的以下步骤：

S3-1：将飞机的各油箱的加油活门都置为失效状态，得出各油箱的压力，油箱内的表压不得超过标准规定值；

S3-2：对于超过标准规定值的油箱，对其通气系统的管路进行调节或改装直到所有油箱的表压低于标准规定值。

4.根据权利要求3所述的一种飞机重力加油系统改装空中加油系统的设计方法，其特征在于：所述标准规定值为0.068Mpa。

5.根据权利要求1所述的一种飞机重力加油系统改装空中加油系统的设计方法，其特征在于：所述步骤S4的校核过程具体为：

S4-1：根据加油活门工作工况，将加油活门突然关闭的情况分为正常关闭和应急关闭两种情况；

S4-2：分析加油活门正常关闭情况下的加油管路系统中的冲击压力：将加油活门开度时间根据油箱内页面高度来调整，不大于30s，检测加油管路系统中的冲击压力；

S4-3：分析加油活门应急关闭情况下的加油管路系统中的冲击压力：使加油活门分别在1s、1.5s、2s内关闭，检测加油管路系统中的冲击压力；

S4-4：对于在步骤S4-2和S4-3中检测出的加油管路系统中的冲击压力，若至少一个步骤检测出的冲击压力超过系统的检验压力阈值，进行调节以将冲击压力降低至小于系统的检验压力。

6.根据权利要求5所述的一种飞机重力加油系统改装空中加油系统的设计方法，其特征在于：所述系统的检验压力阈值为1.242Mpa。

7.根据权利要求1所述的一种飞机重力加油系统改装空中加油系统的设计方法，其特征在于：所述步骤S5中对整个空中加油全过程飞机重心变化范围进行校核计算的过程具体为：

S5-1：根据现有的飞机重心计算方法，对改装加油管路后的飞机，在整个加油过程中的x、y、z三个坐标方向的重心变化范围进行校核计算；

S5-2：若整个加油过程中的飞机重心波动幅度小于规定范围，则该改装的加油管路符合空中加油系统的要求；

若整个加油过程中有飞机重心波动幅度超出规定范围的时刻，则该改装的加油管路不符合空中加油系统的要求，则返回步骤S2重新进行加油管路的调节。

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