CN112124603A - 一种适应于飞机飞行的航空油箱加压控制方法 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及航空飞机油箱技术领域，具体为一种适应于飞机飞行的航空油箱加压控制方法，所述控制方法基于一油箱加压装置来实现，所述油箱加压装置包括航空油箱，航空油箱的上端内腔插接安装有加压插管，航空油箱的上端外缘竖直安装有安装支架，航空油箱的上端凸台与加压插管连接位置的左右圆弧侧面设置有相互对称的第二旋转槽，有益效果为：本发明通过设置缓冲箱盒下插管的配合，在防止油液回流的前提下，实现对进气增压进行缓冲，配合节流阀从而实现对加压速率进行有效的控制；通过设置电机驱动的内衬管，实现第二通孔与第三通孔之间的连通，实现在需要快速加压的过程，提高增压速率，减少增压需要的缓冲时间，使得飞机运行更加稳定。
Description
本申请是申请日为2020年2月6日提交的申请号为202010081306.X，发明名称为一种机翼内置式航空油箱加压装置的中国发明专利申请的分案申请。
技术领域
本发明涉及航空飞机油箱技术领域，具体为一种适应于飞机飞行的航空油箱加压控制方法。
背景技术
航空飞机在运行飞行的过程中，由于高空中，压力较弱，为确保飞机机翼内稳定供油，需要在油箱内加入加压装置，使得油液稳定及时的供给。
现有的加压装置通常采用气泵或液压缸对油箱减小加压，然而由于在需要加压的切换的过程中，需要一定的工作时间才能实现油箱气压的增加，在加压的时间段内，飞机供油不足，容易造成飞机颠簸等问题，同时油箱内部的气压变化较大，缺少缓冲时间，容易造成压力的快速跳变，进而造成油箱变形等问题。
为此提供一种适应于飞机飞行的航空油箱加压控制方法，以解决油箱稳定加压的问题。
发明内容
本发明的目的在于提供一种适应于飞机飞行的航空油箱加压控制方法，以解决上述背景技术中提出的问题。
为实现上述目的，本发明提供如下技术方案：
一种适应于飞机飞行的航空油箱加压控制方法，包括航空油箱，所述航空油箱的上端内腔插接安装有加压插管，航空油箱的上端外缘竖直安装有安装支架，航空油箱的上端凸台与加压插管连接位置的左右圆弧侧面设置有相互对称的第二旋转槽，所述加压插管的上端连接有进气管，加压插管上端与第二旋转槽对应高度的外壁开设有第一旋转槽，加压插管的下端插接在航空油箱的内腔，加压插管的中间段外壁设置有线性分布的第二通孔，加压插管的中间段内腔内壁插接有内衬管，加压插管的下端内壁设置有第一内螺纹，加压插管的下端设置有下盖板，所述进气管的右侧连通缓冲箱，进气管与缓冲箱之间的管道外壁设置有节流阀，所述缓冲箱的上端右侧连通气泵，缓冲箱的下端设置有回流管，所述回流管的另一端连通航空油箱的上端内腔，所述下盖板的上端设置有滤油器，下盖板的下端设置有圆周阵列分布的四根下插管，所述下插管的外壁设置有线性分布的第一通孔，所述内衬管的中间段外壁设置有与第二通孔等高的第三通孔，内衬管的上端外壁设置有第二内螺纹，内衬管的上端左右两侧垂直插接安装有连杆，所述连杆的外侧上端垂直连接有横梁转杆，所述横梁转杆的上端转动连接有驱动电机。
优选的，所述缓冲箱的上端左右两侧的管道均设置有压力表，缓冲箱的上端设置有泄压阀，缓冲箱下端的回流管上设置有回流阀。
优选的，所述下盖板的上端内腔连通加压插管的内腔，下盖板的上端设置有第二外螺纹，所述第二外螺纹与第一内螺纹之间螺纹配合连接，所述滤油器安装在下盖板的上端内腔中。
优选的，所述下盖板的内腔设置有分流内腔，所述分流内腔的上端连通滤油器的下端，分流内腔的下端分别连通圆周阵列分布的四根下插管的内腔。
优选的，所述驱动电机固定在安装支架的上端中间位置，且驱动电机下端的电机转轴与安装支架之间通过轴承转动连接。
优选的，所述横梁转杆的上端固定连接驱动电机的电机转轴，所述连杆的上端设置有安装孔，连杆通过安装孔固定连接横梁转杆。
优选的，所述第二内螺纹与第二旋转槽、第二旋转槽等高，所述连杆与内衬管连接的一端设置有第一外螺纹，所述第一外螺纹与第二内螺纹之间固定螺纹连接。
优选的，所述内衬管转动套接在加压插管的内腔，内衬管的下端面与下盖板的上端面紧密贴合，内衬管上的第三通孔与第二通孔等高错位分布。
优选的，所述下插管插接在航空油箱的内腔油液下端，所述第三通孔与第二通孔位于油液的上端内腔。
与现有技术相比，本发明的有益效果是：
1.本发明通过设置缓冲箱盒下插管的配合，在防止油液回流的前提下，实现对进气增压进行缓冲，配合节流阀从而实现对加压速率进行有效的控制；
2.本发明通过设置电机驱动的内衬管，实现第二通孔与第三通孔之间的连通，实现在需要快速加压的过程，提高增压速率，减少增压需要的缓冲时间，使得飞机运行更加稳定。
附图说明
图1为本发明的结构示意图；
图2为图1中A处结构放大图；
图3为图1中B处结构放大图；
图4为本发明的航空油箱立体结构示意图；
图5为本发明的加压插管立体结构示意图；
图6为本发明的下插杆立体结构示意图；
图7为本发明的内衬管立体结构示意图；
图8为本发明的连杆立体结构示意图。
图中：1、航空油箱；2、加压插管；3、内衬管；4、下盖板；5、下插管；6、连杆；7、横梁转杆；8、安装支架；9、驱动电机；10、轴承；11、进气管；12、节流阀；13、压力表；14、缓冲箱；15、泄压阀；16、回流阀；17、回流管；18、第一通孔；19、气泵；20、滤油器；21、分流内腔；22、第一内螺纹；23、第一旋转槽；24、第二通孔；25、第二内螺纹；26、第一外螺纹；27、安装孔；28、第二外螺纹；29、第三通孔；30、第二旋转槽。
具体实施方式
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。
请参阅图1至图8，本发明提供一种技术方案：
一种适应于飞机飞行的航空油箱加压控制方法，包括航空油箱1，航空油箱1的上端内腔插接安装有加压插管2，加压插管2的上端连接有进气管11，进气管11的右侧连通缓冲箱14，缓冲箱14的上端右侧连通气泵19，利用气泵19与进气管11的配合实现对航空油箱1进气增压的目的。
进气管11与缓冲箱14之间的管道外壁设置有节流阀12，利用节流阀12控制进气的速率。
缓冲箱14的下端设置有回流管17，回流管17的另一端连通航空油箱1的上端内腔，利用缓冲箱14实现对进气压强变化的快速跳变提供缓冲，避免造成对航空油箱1的影响，同时在泄压的过程中，避免造成油液负压喷出。
缓冲箱14的上端左右两侧的管道均设置有压力表13，缓冲箱14的上端设置有泄压阀15，缓冲箱14下端的回流管17上设置有回流阀16，利用泄压阀15实现对航空油箱1内腔进行泄压，利用回流阀16控制油液的回流流道。
加压插管2的下端插接在航空油箱1的内腔，加压插管2的下端内壁设置有第一内螺纹22，加压插管2的下端设置有下盖板4，下盖板4的上端内腔连通加压插管2的内腔，下盖板4的上端设置有第二外螺纹28，第二外螺纹28与第一内螺纹22之间螺纹配合连接，滤油器20安装在下盖板4的上端内腔中，利用第二外螺纹28与第一内螺纹22之间螺纹配合，实现加压插管2与下盖板4之间的密封连接。
下盖板4的下端设置有圆周阵列分布的四根下插管5，下插管5的外壁设置有线性分布的第一通孔18，下插管5插接在航空油箱1的内腔油液下端，下盖板4的内腔设置有分流内腔21，分流内腔21的下端分别连通圆周阵列分布的四根下插管5的内腔，利用下插管5和第一通孔18的配合，实现缓慢进气补压的目的。
下盖板4的上端设置有滤油器20，分流内腔21的上端连通滤油器20的下端，利用滤油器20实现在回流时对油液进行过滤，避免造成管道的堵塞。
加压插管2的中间段内腔内壁插接有内衬管3，内衬管3转动套接在加压插管2的内腔，内衬管3的下端面与下盖板4的上端面紧密贴合，利用下盖板4实现内衬管3下端的封闭安装。
内衬管3的上端外壁设置有第二内螺纹25，内衬管3的上端左右两侧垂直插接安装有连杆6，连杆6与内衬管3连接的一端设置有第一外螺纹26，第一外螺纹26与第二内螺纹25之间固定螺纹连接，利用第一外螺纹26与第二内螺纹25之间螺纹配合，实现内衬管3与连杆6之间的固定连接。
航空油箱1的上端凸台与加压插管2连接位置的左右圆弧侧面设置有相互对称的第二旋转槽30，加压插管2上端与第二旋转槽30对应高度的外壁开设有第一旋转槽23，第二内螺纹25与第二旋转槽30、第二旋转槽30等高，利用第二旋转槽30、第二旋转槽30使得连杆6实现一定角度的转动。
连杆6的外侧上端垂直连接有横梁转杆7，横梁转杆7的上端转动连接有驱动电机9，航空油箱1的上端外缘竖直安装有安装支架8，驱动电机9固定在安装支架8的上端中间位置，且驱动电机9下端的电机转轴与安装支架8之间通过轴承10转动连接，横梁转杆7的上端固定连接驱动电机9的电机转轴，连杆6的上端设置有安装孔27，连杆6通过安装孔27固定连接横梁转杆7，利用安装支架8实现驱动电机9的固定安装，利用安装孔27实现连杆6与横梁转杆7之间的连接，进而通过驱动电机9带动连杆6转动，连杆6带动内衬管3转动。
加压插管2的中间段外壁设置有线性分布的第二通孔24，内衬管3的中间段外壁设置有与第二通孔24等高的第三通孔29，内衬管3上的第三通孔29与第二通孔24等高错位分布，第三通孔29与第二通孔24位于油液的上端内腔，利用第三通孔29与第二通孔24的连通或错位闭合，实现对进气速率的调节，进而减少增压需要的缓冲时间，使得飞机运行更加稳定。
工作原理：首先利用第二外螺纹28与第一内螺纹22之间螺纹配合，实现加压插管2与下盖板4之间的密封连接，利用下盖板4实现内衬管3下端的封闭安装，利用第一外螺纹26与第二内螺纹25之间螺纹配合，实现内衬管3与连杆6之间的固定连接，利用安装支架8实现驱动电机9的固定安装，利用安装孔27实现连杆6与横梁转杆7之间的连接。
利用气泵19与进气管11的配合实现对航空油箱1进气增压的目的，在进气过程中，利用节流阀12控制进气的速率，当飞机平稳运行时，利用下插管5和第一通孔18的配合，实现缓慢进气补压的目的，当飞机爬升高度时，功率运行增大，导致供油量增加，此时通过驱动电机9带动连杆6转动，连杆6带动内衬管3转动，利用第二旋转槽30、第二旋转槽30使得连杆6实现一定角度的转动，进而使得第三通孔29与第二通孔24的连通，增大进气速率，减少增压需要的缓冲时间，利用缓冲箱14实现对进气压强变化的快速跳变提供缓冲，避免造成对航空油箱1的影响，使得飞机运行更加稳定。
当飞机停止运行时，需要对航空油箱1内腔进行及时的泄压，利用泄压阀15实现对航空油箱1内腔进行泄压，利用回流阀16控制油液的回流流道，利用滤油器20实现在回流时对油液进行过滤，避免造成管道的堵塞，同时在泄压的过程中，利用缓冲箱14避免造成油液负压喷出。
其中滤油器20为现有技术，不做详述；驱动电机9为精密行星齿轮电机；气泵19为型号为：750W-30L的静音气泵。
尽管已经示出和描述了本发明的实施例，对于本领域的普通技术人员而言，可以理解在不脱离本发明的原理和精神的情况下可以对这些实施例进行多种变化、修改、替换和变型，本发明的范围由所附权利要求及其等同物限定。
Claims (9)
1.一种适应于飞机飞行的航空油箱加压控制方法，所述控制方法基于一油箱加压装置来实现，所述油箱加压装置包括航空油箱(1)，其特征在于：所述航空油箱(1)的上端内腔插接安装有加压插管(2)，航空油箱(1)的上端外缘竖直安装有安装支架(8)，航空油箱(1)的上端凸台与加压插管(2)连接位置的左右圆弧侧面设置有相互对称的第二旋转槽(30)，所述加压插管(2)的上端连接有进气管(11)，加压插管(2)上端与第二旋转槽(30)对应高度的外壁开设有第一旋转槽(23)，加压插管(2)的下端插接在航空油箱(1)的内腔，加压插管(2)的中间段外壁设置有线性分布的第二通孔(24)，加压插管(2)的中间段内腔内壁插接有内衬管(3)，加压插管(2)的下端内壁设置有第一内螺纹(22)，加压插管(2)的下端设置有下盖板(4)，所述进气管(11)的右侧连通缓冲箱(14)，进气管(11)与缓冲箱(14)之间的管道外壁设置有节流阀(12)，所述缓冲箱(14)的上端右侧连通气泵(19)，缓冲箱(14)的下端设置有回流管(17)，所述回流管(17)的另一端连通航空油箱(1)的上端内腔，所述下盖板(4)的上端设置有滤油器(20)，下盖板(4)的下端设置有圆周阵列分布的四根下插管(5)，所述下插管(5)的外壁设置有线性分布的第一通孔(18)，所述内衬管(3)的中间段外壁设置有与第二通孔(24)等高的第三通孔(29)，内衬管(3)的上端外壁设置有第二内螺纹(25)，内衬管(3)的上端左右两侧垂直插接安装有连杆(6)，所述连杆(6)的外侧上端垂直连接有横梁转杆(7)，所述横梁转杆(7)的上端转动连接有驱动电机(9)；
所述控制方法包括：
(1)首先利用第二外螺纹28与第一内螺纹22之间螺纹配合，实现加压插管2与下盖板4之间的密封连接，利用下盖板4实现内衬管3下端的封闭安装，利用第一外螺纹26与第二内螺纹25之间螺纹配合，实现内衬管3与连杆6之间的固定连接，利用安装支架8实现驱动电机9的固定安装，利用安装孔27实现连杆6与横梁转杆7之间的连接；
(2)利用气泵19与进气管11的配合实现对航空油箱1进气增压的目的，在进气过程中，利用节流阀12控制进气的速率，当飞机平稳运行时，利用下插管5和第一通孔18的配合，实现缓慢进气补压的目的，当飞机爬升高度时，功率运行增大，导致供油量增加，此时通过驱动电机9带动连杆6转动，连杆6带动内衬管3转动，利用第二旋转槽30、第二旋转槽30使得连杆6实现一定角度的转动，进而使得第三通孔29与第二通孔24的连通，增大进气速率，减少增压需要的缓冲时间，利用缓冲箱14实现对进气压强变化的快速跳变提供缓冲，避免造成对航空油箱1的影响，使得飞机运行更加稳定。
(3)当飞机停止运行时，需要对航空油箱1内腔进行及时的泄压，利用泄压阀15实现对航空油箱1内腔进行泄压，利用回流阀16控制油液的回流流道，利用滤油器20实现在回流时对油液进行过滤，避免造成管道的堵塞，同时在泄压的过程中，利用缓冲箱14避免造成油液负压喷出。
2.根据权利要求1所述的一种适应于飞机飞行的航空油箱加压控制方法，其特征在于：所述缓冲箱(14)的上端左右两侧的管道均设置有压力表(13)，缓冲箱(14)的上端设置有泄压阀(15)，缓冲箱(14)下端的回流管(17)上设置有回流阀(16)。
3.根据权利要求1所述的一种适应于飞机飞行的航空油箱加压控制方法，其特征在于：所述下盖板(4)的上端内腔连通加压插管(2)的内腔，下盖板(4)的上端设置有第二外螺纹(28)，所述第二外螺纹(28)与第一内螺纹(22)之间螺纹配合连接，所述滤油器(20)安装在下盖板(4)的上端内腔中。
4.根据权利要求1所述的一种适应于飞机飞行的航空油箱加压控制方法，其特征在于：所述下盖板(4)的内腔设置有分流内腔(21)，所述分流内腔(21)的上端连通滤油器(20)的下端，分流内腔(21)的下端分别连通圆周阵列分布的四根下插管(5)的内腔。
5.根据权利要求1所述的一种适应于飞机飞行的航空油箱加压控制方法，其特征在于：所述驱动电机(9)固定在安装支架(8)的上端中间位置，且驱动电机(9)下端的电机转轴与安装支架(8)之间通过轴承(10)转动连接。
6.根据权利要求1所述的一种适应于飞机飞行的航空油箱加压控制方法，其特征在于：所述横梁转杆(7)的上端固定连接驱动电机(9)的电机转轴，所述连杆(6)的上端设置有安装孔(27)，连杆(6)通过安装孔(27)固定连接横梁转杆(7)。
7.根据权利要求1所述的一种适应于飞机飞行的航空油箱加压控制方法，其特征在于：所述第二内螺纹(25)与第二旋转槽(30)、第二旋转槽(30)等高，所述连杆(6)与内衬管(3)连接的一端设置有第一外螺纹(26)，所述第一外螺纹(26)与第二内螺纹(25)之间固定螺纹连接。
8.根据权利要求1所述的一种适应于飞机飞行的航空油箱加压控制方法，其特征在于：所述内衬管(3)转动套接在加压插管(2)的内腔，内衬管(3)的下端面与下盖板(4)的上端面紧密贴合，内衬管(3)上的第三通孔(29)与第二通孔(24)等高错位分布。
9.根据权利要求1所述的一种适应于飞机飞行的航空油箱加压控制方法，其特征在于：所述下插管(5)插接在航空油箱(1)的内腔油液下端，所述第三通孔(29)与第二通孔(24)位于油液的上端内腔。
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