CN111902341A - 飞机加油装置以及用于此装置的机翼连接器的制造方法 - Google Patents

Abstract

该飞机加油装置(400)包含燃料流通管(40)，该燃料流通管的下游端(43)配备有用于将其连接至飞机燃料箱的进料口的机翼连接器(42)。该机翼连接器包含在管的末端限定燃料流通管道的主体(421)，用于测量指征通过机翼连接器的燃料流的参数值的传感器(501)，以及至少一个为该传感器供电的电池(502)。传感器和电源电池容纳在围绕机翼连接器(42)的主体(421)安装在一起的两个半壳(500A、500B)中。

Description

飞机加油装置以及用于此装置的机翼连接器的制造方法

技术领域

本发明涉及一种飞机加油装置以及这种加油装置的机翼连接器的制造方法。

背景技术

在民用和军用的机场和航空站中，已知的是使用移动靠近飞机的加油车以向其油箱填充燃料。

因此，WO-A-2010/128246公开了一种加油车辆，其机翼紧固件配备有传感器，该传感器使得可以确定通过该机翼紧固件的燃料流的压力值。该装置是令人满意的。

在一种变型方案中，该传感器可以与一个或多个其他流的参数(尤其是其温度或速率)一起使用。

在这种类型的设备中，传感器必须集成到机翼连接器中，同时在机械上免受冲击和外界(例如尤其是喷洒的雨水或除冰产品)侵蚀。

此外，机翼连接器是经过严格测试才能授权使用的设备件。应当理解，在飞机上进行任何新的使用之前，对机翼连接器的主体或其内部机构的最细微的结构技术改变必须经过深入的评估。

这是本发明更具体地旨在通过提出一种新的加油装置来解决的问题，该新的加油装置的机翼连接器包括传感器，并且可以可靠且经济地生产，而不会引起对机翼连接器的主体或其内部机构的结构改变。

发明内容

为此，本发明涉及一种飞机加油装置，该装置包括用于燃料流通的管，该管的下游端设置有用于将其连接到飞机燃油箱的进料口上的机翼连接器。机翼连接器包含主体，用于测量表征通过机翼连接器的燃料流的参数值的传感器，和至少一个为该传感器供电的电池。根据本发明，传感器和电源电池容纳在围绕机翼连接器的主体安装在一起的两个半壳中。

由于本发明，两个半壳可含有实现测量传感器所必需的元件，即传感器本身及其电源电池。因此，根据该功能是否必要，以由两个半壳组成的子组件或模块的形式完成测量该参数值的功能，该两个半壳可以集成或不集成到机翼连接器中。该方法还使得可以为机翼连接器配备现有的加油装置，即“改装”这些装置，尤其是那些简单地而不会改变机翼连接器的主体的机械和流体特性的改装。

根据本发明的有利的但可选的方面，根据任何技术上允许的组合，这种加油装置可以涵盖一个或多个下列特征：

-传感器安装在第一半壳中，电池安装在第二半壳中。

-传感器和电池之间的电连接构件设置在两个半壳之间的界面区。

-两个半壳可拆卸地安装在机翼连接器的主体周围。

-两个半壳通过这些半壳的夹持构件在机翼连接器的主体上彼此连接。

-两个半壳的颜色与机翼连接器的主体的颜色不同，尤其是为荧光色。

-向远程接收器发送包含由所述传感器测量的参数值的信号的发送模块也容纳在半壳之一中，该半壳由不干扰由发送模块发送的信号的材料制成，尤其是由合成材料制成，优选地由塑料制成。

-加油装置还包含至少一个用于检测相对于主体可移动的前阀的位置的构件，以及用于向控制单元发送表征检测构件检测的前阀位置的信号的电气或电子系统，而检测构件和发送器件也分别容纳在半壳之一中。

-每个半壳包括至少一个用于将一个部件布置在传感器、电池(502)，和如果适用，发送模块之间的中空壳体。

根据另一方面，本发明涉及一种如上所述的加油装置的机翼连接器的制造方法。该方法包含以下步骤：在机翼连接器的主体周围安装两个半壳，在两个半壳中安装用于测量表征通过机翼连接器的燃料流的参数值的传感器，和为传感器供电的电池。

附图说明

根据以下对本发明的加油装置和制造方法的三个实施例的描述，将更好地理解本发明，并且其其他优点将更清楚地显现，所述实施例仅作为示例并且参考所附附图进行，其中：

图1是包括本发明的加油装置的加油车辆在用于向飞机的油箱填充燃料时的示意性框图。

-图2是属于图1所示的加油装置的机翼连接器和燃料流通管的一部分的正视图；

-图3是沿图2的线III-III的局部轴向截面图；

-图4是图2和3的构造中的机翼连接器的单独的透视图；

-图5是图2至图4的构造中，机翼连接器另一个角度的单独的透视图；

-图6是当机翼连接器处于第二使用构造时的类似于图2的视图；

-图7是沿图6的线VII-VII的局部轴向截面图；

-图8是图6和7的构造中的机翼连接器的单独的透视图；

-图9是图6至图8的构造中，机翼连接器另一个角度的单独的透视图；

-图10是属于图2至图9的机翼连接器的一组两个半壳的分解透视图；

-图11是图10的一组两个半壳的第一部件另一角度的透视图；

-图12是图10的一组两个半壳的第二部件另一角度的透视图；

-图13是图10的一组两个半壳的第三部件另一角度的透视图；

-图14是图10的一组两个半壳的第四部件另一角度的透视图；

-图15是根据本发明的第二实施例的装置的类似于图2的视图；和

-图16是根据本发明的第三实施例的装置的类似于图2的视图，为了清楚起见，省略了用于控制前阀的位置的杆。

具体实施方式

图1中所示的加油车或油栓服务车1通常呈现为配备有可变形管材20的工业车辆的形式，允许其连接在属于机场中固定燃料分配网络R的出口嘴200上。嘴200布置在地面S的下方，靠近飞机400的停放位置。管材20配备有用于连接在嘴200上的连接器21。在与连接器21相对的端部，管材20配备有另一个连接器22，用于连接在构成车辆1的固定管32的嘴的连接器31上。换句话说，管材20使得可以连接属于固定网络R的出口嘴200至属于车辆1的管32。

设置出现在过滤器33中的管32以除去燃料中可能含有的残留物，尤其是水性的残留物。

在过滤器33的下游，管34延伸至连接器35，第二可变形管材40的上游连接器41连接在连接器35上。机翼连接器42连接在第二可变形管材40的下游端43上，并且构成用于将管材40连接在集成到飞机机翼400中的油箱300的进料口301上的器件。

根据本发明的一个可选方面，可以考虑为清楚起见未示出、但是在实践中是典型的是：考虑布线第二柔性管材40和机翼连接器42。

为了附图的清楚起见，在图1中通过对应于它们各自的纵轴的轴线示出了柔性管材20和40。

部件20至42属于作为车辆1的部件的加油装置2。

机翼连接器42包含：圆柱主体421，该圆柱主体421配备有未示出和本身已知的环，优选地具有国际标准ISO45的环，从而允许其通过形状配合而锁定在相应的也未示出和本身已知的相应连接器上，从而限定了孔口301。机翼紧连接器42还设置有所谓的前阀422，前阀422可沿机翼连接器42的纵轴X42在图2至图5所示的第一关闭位置和图6至图9所示的第二打开位置之间平移，其中在第一关闭位置，该前阀422靠在由主体421形成的阀座423上，在第二打开位置，前阀422与阀座423分离。

在其第一关闭位置，前阀422阻止燃料从柔性管材40流向油箱300。在其第二打开位置，前阀422允许这种流动，尤其是限定在主体421内部围绕前阀422周围的通道C42内。

使用杆424完成前阀422在其第一位置和第二位置之间的动作，杆424安装在主体421上绕垂直于纵轴X42的轴Y424枢转。杆424可绕轴Y424，一方面在图2至图5所示的两个极限位置之间移动，另一方面在图6至图9所示的两个极限位置之间移动。一组铰接的连杆425和426(在图2至图6中非常清晰、透明地显示)将杆424连接到阀422，并将杆424绕轴Y424的旋转运动转换成前阀沿X42轴的平移运动。

在此，可以使用US-A-4,567,924的技术教导，其通过引用并入本公开中。也可以想到用于在杆424和前阀422之间传送运动的其他系统。

杆424继而配备有抓握手柄424a，其可以施加扭矩以使该杆绕轴Y424旋转。

主体421继而配备有两个操纵手柄428，其允许操作员分别在加油的开始和结束时将其拉近孔口301或使其远离孔口301。机翼连接器42分别在加油的开始和结束时通过绕轴X42旋转而锁定在端口301上以及相对于孔口解锁。

在一种变型方案中，两个手柄428被转轮代替。

元件32至34一起在两条分别由管材20和40制成的柔性管线之间限定燃料的固定的流动路径。加油装置2内，该固定的流动路径和这些柔性管线在连接在网络R上的连接器21和连接在孔口301上的机翼连接器42之间延伸。

附图标记E表示在嘴200和油箱300之间的燃料流。

加油装置2配备有计量表50，计量表50使得可以测量由于流E而通过管道34的燃料量，即在装置2的操作期间输送到油箱300的燃料量。加油装置2还包括压力调节器60，压力调节器60使得可以监控在管34的下游部分的流E的压力。

属于加油装置2的电子单元110安装在车辆1的底盘上，并通过合适的电子信号S₅₀和S₆₀分别监控计量表50和压力调节器60。计量表50继而向单元110提供表征其执行计数的信号S'₅₀。

车辆1承载液压千斤顶70，液压千斤顶70的连杆71配备有平台72，操作员站立在平台72上可以操纵管材40的下游部分，尤其是机翼连接器42。连杆71允许操作员操作通过其双箭头F₁所示的向上或向下的垂直运动通达进料口301。

同样也属于加油装置2的模块500放置在机翼连接器42的主体421的周围。该模块500采取两个抓握主体421的半壳体500A和500B的形式。模块500包含用于测量贯穿机翼连接器42的流E的压力的仓室501。所述仓室501容纳在半壳500A中。

如果给定紧邻机翼连接器42的模块500的位置，所仓室501使得可以以令人满意的精确度确定流E通过孔口301进入油箱300时通过其的压力。换句话说，模块500在由机翼连接器42形成的连接器件处的位置允许所述仓室501测量流E进入油箱300时通过机翼连接器42的压力的表征值P1。为此，所述仓室501形成用于测量压力P值P1的传感器。

在示例中，模块500在前阀422附近，使得所述仓室501与燃料从加油系统到飞机的转移点之间的距离小于10cm。燃料的转移点定义为在机翼连接器42的出口处燃料所有权从提供燃料的公司转移到运营飞机的公司的点。

从容纳在半壳500B中的电池502向所述仓室501提供电能。未示出的电导体在两个半壳500A和500B之间延伸，以将所述仓室501和电池502彼此连接。

所述仓室501电连接到也容纳在半壳500A中并由电池502供电的无线电发送器503。所述仓室501向发送器503提供它测量的与压力值P1相对应的电子信号S₀(P)。

发送器503配备有天线504，该天线允许其发送包括与由所述仓室501测量的压力P值相对应的数据的无线信号S₁(P)。作为示例，信号S₁(P)的发送模式由射频提供，但是在变型方案中，它可以由红外线完成。半壳500A包含分别由所述仓室501和发送器503形成的用于测量和发送数据的电子部件。该半壳500A还包含用于控制元件501和503的电路板507。为此，半壳500A可以被描述为“电子半壳”，因为它包含电子测量和发送元件。

继而半壳500B包括用于调节由电池502传递的电能的电源元件，该电源元件一方面由电池502形成，另一方面由电路板508形成。为此，半壳500B可以说是“电源半壳”。

电子半壳500A具有两个部分。它包含主体部分500A1，主体部分500A1限定其中布置有电子部件501和503的第一中空壳体551和其中布置有电路板507的第二中空壳体557。半壳500A还包含盖500A2，部件501、503和507安装在盖500A2上。通过在电子部件501、503和507分别在壳体551和557中的插入位置中将盖500A2压在主要部件500A1上来完成半壳500A的组装。

选择主要部件500A1的组成材料，使得后者不会破坏由发送器503发送的信号S₁(P)。该材料可以是合成材料，优选地是塑料，例如能抵抗外部侵蚀(例如紫外线)的加添加剂的聚氨酯，其与碳氢化合物相容，可承受机械冲击。

电源半壳500B也具有两个部件，其包含主要部件500B1和盖500B2。主要部件500B1包含其中布置有电池502的第一中空壳体552和其中布置有电路板508的第二中空壳体558。电池502在图13中以混合线示出，与位置552相对。半壳500B的组装是通过沿图13中箭头F5的方向将电池502引入壳体552中，然后通过将盖500B2以与壳体558中的电路板508接合的构造按压在主要部件500B1上而进行的。

可以选择主要部件500B1的组成材料以有效地保护电池502和电路板508免受冲击。它可以尤其是金属或填充有纤维例如玻璃纤维的合成材料。

盖500A2和500B2的材料可以是与它们所关联的主要部件的材料相同的，或者不同的材料。

在所有情况下，选择构成部件500A1、500A2、500B1和500B2的材料来承受冲击，碳氢化合物和紫外线。

盖500A2和500B2分别用螺钉510固定在主要部件500A1和500B1上，螺钉510由图10中它们各自的轴线示出。

在围绕主体421的模块500的组装构造中，半壳500A和500B各自分别绕着纵轴X42延伸大约180°，并且各自呈现半环的形式。

电子半壳500A限定四个基本表面，包括由主要部件500A1限定的两个基本表面515A和由盖500A2限定的两个基本表面516A。这些基本表面是平面的，并且在半壳500A的安装构造中彼此对齐。同样，半壳500B2限定了四个基本表面，该四个基本表面是平面的，并且在安装构造中彼此对齐，即，由主要部件500B1形成的两个基本表面515B和由盖516B2限定的两个基本表面516B。

在围绕主体421的模块500的组装构造中，表面515A平行于轴X42并且位于与表面515B交叉的位置，而表面516A平行于轴X42并且位于与表面516B交叉的位置。

半壳500A和500B围绕主体421的组装是通过螺钉518A1和518B1完成的，螺钉518A1和518B1分别接合在设置在主要部件500A1和500B1上的壳体517A1和517B1中，这些螺钉518A1和518B1穿过表面515A和515B以贯穿相对的半壳。半壳体500A和500B围绕主体421的组装也使用螺钉518A2和518B2完成，螺钉518A2和518B2分别接合在分别设置在盖500A2和500B2上的壳体517A2和517B2中，这些螺钉518A2和518B2穿过表面516A和516B以贯穿相对的半壳。螺钉518A1、518A2、518B1和518B2在图10、13和14中由它们各自的轴线示出。

在一种变型方案中，半壳500A和500B可通过形状配合围绕主体421彼此固定。半壳500A和500B通过螺钉彼此组装的优点是可拆卸，换言之是可逆的，这有利于机翼连接器42的维护操作。

螺钉还具有允许半壳体500A和500B围绕主体421夹紧的优点。

半壳体500A和500B围绕主体421的组装改变了机翼连接器42的外观，这使得可以一眼就能区分配备有用于测量流E的压力的仓室501的机翼连接器42和没有这种仓室的机翼连接器。

此外，为了有助于这种识别，元件500A1、500A2、500B1和500B2可以涂漆或由有颜色的材料制成，其颜色与主体421的颜色不同，尤其为荧光色。这使得模块500更加可见。这引起操作者注意这样的事实，即这样配备的机翼连接器42必须采取一定的预防措施，以免损坏电子组件501、503和507以及电源组件502和508。

电导体在半壳500A和500B之内和之间延伸，以将由电池502形成的电源给传感器501、发送器503以及电路板507和508供电。为了附图的清楚起见，这些电缆未示出。

在半壳500A和500B之间的界面处，尤其是在表面515A和515B处，设置了仓室501和电池502之间的电连接器件。为了附图的清楚起见，未示出这些电连接装置。它们可能是本身已知的插座或插脚。在这些电线中循环的电流非常弱，因为在仓室或可充电电池的开始处存在限流装置。优选地，这些在电连接每个半壳的导线中循环的能级不允许产生火花，其能量会点燃爆炸性气氛。

主要部件500A1和500B1在它们各自的内径向表面519A和519B上分别设置有用于容纳未示出的电导体的凹槽520A、520B，但是该电导体一方面可以用作电池502与其限流装置之间的连接，另一方面可以用作其他组件或这些组件之间的电连接。作为变型方案或者另外地，可以在盖500A2或500B2的内径向表面上设置相同类型的凹槽。

在半壳500A和500B之间的界面处，尤其是在表面515A和515B处，设置仓室501和电池502之间的电连接器件。为了附图的清楚起见，未示出这些电连接器件。它们可以是本身已知的插座或插脚。

此外，加油装置配备有与模块500配对的接收器600，并且其天线604允许其接收信号S₁(P)。

然后，接收器600能够向电子控制单元110发送表征由室501检测的流E的压力P的信号S₂(P)。

然后，单元110可以考虑该压力P的值，以便尤其是使用适当的电子信号S₆₀来控制压力调节器60。

为了使由仓室501形成的压力传感器有效地工作，必须从电池502向其提供足够水平的电能。因此，该电池502的水平对于车辆1的操作至关重要。

为了防止在不使用机翼连接器时电池502耗尽，并考虑到只有当流E实际上通过机翼连接器42时才必须给仓室501供电的事实，可以设置使电池为仓室501的供电受到这种流E存在的影响。

考虑到该方法，机翼连接器42配备有用于检测阀42的位置的构件701，这使得可以推断出流E是否可能已经通过机翼连接器42，因为前阀422的位置确定了这种流的可能性。

检测构件701集成在半壳500B中，并且被定位成通过检测杆424的位置而间接地检测前阀422的位置。确实，因为杆424和阀422之间的运动学联系是独特的，由于连杆425和426，足以确定杆424的位置以从中推断出前阀422的位置。

这利用了以下事实：在机翼连接器422的操纵过程中，操作员意在移动杆424，以便在加油开始时，在其第一位置和第二位置之间移动阀422，在加油结束时，在其第二位置和第一位置之间移动阀422。

检测构件701可以由能够对杆424在其直接环境中的存在做出反应的接近传感器形成。该接近传感器可以包含电触点，优选为干电触点，该电触点能够对诸如安装在杠杆424上的永磁体427的磁性构件的存在做出反应。例如，簧片开关形成检测构件701并插入连接到电子控制单元的电线中，该电子控制单元选自电子单元507和508或由独立单元组成。簧片开关701可以取决于磁体427在其附近的存在与否而呈现断开构造或闭合构造。

人们认为电信号S701表征了簧片开关701的状态。当电开关S断开时，该电信号S701等于零，并且当开关701闭合时，其呈现非零值，等于在前述电线中循环的电流的强度。仅当信号S701为非零时，即当杆424处于与前阀422的第二位置相对应的位置时，电子控制单元507或508等才可以使用该电信号S701为仓室501供电。

电子控制单元505可以使用相同的规则来为发送器503供电或不为其供电，发送器也消耗电流。

簧片开关701的使用是尤其有利的，因为这样的开关形成本身不消耗电流的检测构件。然而，可以考虑例如基于电磁或感应效应，尤其是来自霍尔效应传感器的用于检测杆424的位置的其他类型的构件。

在图1至图14的示例中，簧片开关701位于半壳500B中，从而当杆424处于与前阀422的第二位置相对应的位置时，它检测杆424。

然而，如图6中的混合线所示，另一种构造也是可行的，其中当杆424A处于与前阀422的第一位置相对应的构造时，另一簧片开关701’位于半壳500A中，靠近杆424。

根据另一种变型方案，有可能在分别对应于前阀422的第一和第二位置的杆424的行程的两个极限位置中的每一个的附近，分别设置两个构件用于检测前阀的位置，例如开关701和701'。

在分别在图15和16中示出的本发明的第二和第三实施例中，与第一实施例的元件相似的元件具有相同的附图标记。在下文中，我们描述这些实施例与先前的实施例有何不同。

在图15的第二实施例中，两个半壳500A和500B是整体的，并且仅由分别类似于第一实施例的主要部件500A1和500B1的部件形成。使用两个盖，其几何形状接近盖500A2和500B2的几何形状，但是相对于第一实施例的盖的构造绕轴X42旋转90°。在图15中仅可以看到两个盖中的一个，附图标记为500C。因此进行了定位，每个盖500C构成横跨两个半壳500A和500B布置的桥。如在第一实施例中一样，这些盖500C执行紧密闭合半壳500A和500B的功能，同时参与使这些部件之间的机械组装可靠，因为它们可以分别通过螺钉510拧入半壳500A和半壳500B中。此外，导电电缆521可以在半壳500A和500B之间在这些盖500C内部行进，而不会暴露于外部。除了半壳500A和500B之外，盖500C还属于如第一实施例中所限定的模块500。

和图16中一样，为了附图清楚起见，省略了用于第三实施例的加油装置的前阀422的位置的控制杆，其对应于其他实施例的控制杆424。在该第三实施例中，与第二实施例中一样，使用了盖500以及两个基座，在图16中仅可见两个基座中的一个，附图标记是500D。基座500D被定位成对应于盖500C，跨在半壳500A和500B上，这再次使得可以机械地连接半壳500A和500B，或者使导电电缆通电。除了半壳500A和500B之外，盖500C和基座500D也属于如第一实施例中所限定的模块500。

在这种情况下，检测构件701和701’有利地集成在基座500D之一中。将这个或这些检测构件连接到相关的电路板上的导电电缆可以在所讨论的基座500D中通电。在图16的示例中，使用了两个形成检测构件的开关701和701′并将其安装在基座500D中。在一种变型方案中，仅使用一个这样的开关并将其安装在该基座上。

将开关701和/或701’安装在基座500D上使得可选地使用它们。确实，如果需要用于检测前阀422的位置的构件，则可以使用配备有簧片开关的基座500D。否则，可以使用没有这种开关的基座。

在第二和第三实施例中，盖500C以及可选地基座500D可以是实心的，并且包含用于导轨的通电的通道是将电子部件和/或电池502彼此连接的导线。此外，可以将电子组件安装在这些部件500C和500D中。这尤其涉及如上所述的开关701和701′，而不仅限于这些组件。

在第二和第三实施例中，两个盖500C以及两个基座500D(如果适用)可以是整体的。在这种情况下，第二实施例的模块500由三块形成，而不是上述形式中的四块，并且第三实施例的模块500由四块形成，而不是上述形式中的六块。

在一种变型方案中，盖500C之一、唯一盖500C、基座500D之一或唯一基座500D可以包含RFID代码读取器。

根据另一种变型方案，盖500C之一、唯一盖500C、基座500D之一或唯一基座500D可以包含一个或多个天线，尤其是天线504。

部件500A、500B、500C和500D可以是实心的，仅带有壳体551、552、557、558和等效的壳体，或者在这些壳体周围限定的有空心体积的开放式结构。在后一种情况下，空心体积有利地填充有硅树脂或弹性体类型的填充材料，以防止潜在的爆炸性气氛积聚。

根据未示出的另一变型方案，可以将发送器503卸载到基座500D中。在这种情况下，由于该发送器位于该半壳的外部，可以选择半壳500A的组成材料而不受对该发送器发出的波的干扰的限制。然后相应地适配所述基座500D的材料。

根据未示出的本发明的另一变型方案，两个半壳500A和500B可以没有盖和基座。在这种情况下，通过将可聚合的树脂注入这些壳体内以及这些部件周围，可以将不同的电子测量，发送或电源组件固定在相应的壳体中，该壳体设置在这些半壳中并向外露出。

确实，在放置盖500A2、500B2、500C或基座500D之前，可以在图中所示的三个实施例中实施用于将组件固定在相应的壳体中的技术。

不论实施例如何，机翼连接器42的制造方法均除了模制/加工主体421以及在该主体上安装配件422、424和426的步骤外，还包含围绕该主体421安装两个半壳的步骤。

由于该安装步骤，将仓室501和电池502集成到两个半壳500A和500B中使得有可能在改装的情况下，在新的机翼连接器或已经使用的机翼连接器上增加控制压力P的功能，而不必修改主体421、前阀422或手柄426。

在上述示例中，由于仓室501而检测的参数是流E的压力P。在一种变型方案呢中，可以测量表征通过机翼连接器42的流E的一个或几个其他参数，尤其是其温度T、其速率Q或从预定时刻起通过该机翼连接器的体积V及其密度、质量或浊度。

上面在加油装置2安装在车辆1上并连接到燃料供应网络的情况下描述了本发明。但是，它适用于该装置安装在固定站中的情况。这也适用于车辆1是配备有燃料箱和泵的加油车的情况。

上面考虑的实施例和变型方案的特征可以彼此组合以产生本发明的新的实施例。

Claims (10)

1.一种飞机(400)加油装置(2)，所述装置包含用于燃料流通的管(40)，所述管的下游端(43)设置有用于将其连接到飞机燃油箱(300)的进料口(301)上的机翼连接器(42)，所述机翼连接器包含主体(421)，用于测量表征通过所述机翼连接器的燃料流(E)的参数(P，T，Q，V)值的传感器(501)，和至少一个为所述传感器供电的电池(502)，其特征在于，所述传感器(501)和电源电池(502)容纳在围绕所述机翼连接器(42)的所述主体(421)安装在一起的两个半壳(500A、500B)中。

2.根据权利要求1所述的加油装置，其特征在于，所述传感器(501)安装在第一半壳(500A)中，所述电池(502)安装在第二半壳(500B)中。

3.根据权利要求2所述的加油装置，其特征在于，所述传感器(501)与所述电池(502)之间的电连接构件设置在所述两个半壳(500A，500B)之间的界面区(515A，515B)。

4.根据前述权利要求中任一项所述的加油装置，其特征在于，所述两个半壳(500A，500B)可拆卸地安装在所述机翼连接器(42)的所述主体(421)周围。

5.根据前述权利要求中任一项所述的加油装置，其特征在于，所述两个半壳(500A，500B)通过所述半壳的夹紧构件(518A1、518A2、518B1、518B2)在所述机翼连接器(42)的所述主体(421)上彼此连接。

6.根据前述权利要求中任一项所述的加油装置，其特征在于，所述两个半壳(500A，500B)具有与所述机翼连接器(42)的所述主体(421)的颜色不同的颜色，尤其为荧光色。

7.根据前述权利要求中的任一项所述的加油装置，其特征在于，向远程接收器(600)发送包含由所述传感器(501)测量的参数值的信号(S₁(P))的发送模块(503)也容纳在所述两个半壳之一(500A)中，所述半壳由不干扰由所述发送模块发送的信号的材料制成，尤其是由合成材料制成，优选地由塑料制成。

8.根据前述权利要求中任一项所述的加油装置，其特征在于，所述加油装置还包含至少一个用于检测相对于所述主体(421)可移动的前阀(422)的位置的构件(701)，以及用于向控制单元(507、508)发送表征检测构件检测的所述前阀位置的信号的电气或电子系统，而所述检测构件和发送器件也分别容纳在所述两个半壳之一(500B)中。

9.根据前述权利要求中的一项所述的装置，其特征在于，每个半壳(500A，500B)包括至少一个用于将一个部件布置在所述传感器(501)、所述电池(502)、以及如果适用，所述发送模块(503)之间的中空壳体(551，552)。

10.根据前述权利要求中的任一项所述的加油装置(2)的机翼连接器(42)的制造方法，其特征在于，它包含至少一个以下步骤，其包括：

a)在所述机翼连接器(42)的所述主体(421)周围安装两个半壳(500A，500B)，在所述两个半壳中安装用于测量表征通过所述机翼连接器的燃料流(E)的参数(P，T，Q，V)值的所述传感器(501)，和为所述传感器供电的所述电池(502)。

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