CN116085088A - 一种飞行器滑油箱系统 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种飞行器滑油箱系统，属于航空发动机技术领域，解决了飞行器启动困难的技术问题。本发明的飞行器滑油箱系统包括滑油箱组件、传感器组件和滑油箱控制组件；滑油箱组件包括滑油箱体和加热单元；加热单元设置在滑油箱体内部；传感器组件发动机滑油温度传感器；发动机滑油温度传感器设置在飞行器发动机进油管路上；滑油箱控制组件能够接收并存储发动机滑油温度传感器采集的数据，并根据对发动机滑油温度传感器采集数据的判断向加热单元发出加热或停止加热的指令。本发明的飞行器滑油箱系统通过设置加热单元和精确采集传感数据的发动机滑油温度传感器，有效提高了飞行器启动效率。

Description

一种飞行器滑油箱系统

技术领域

本发明涉及航空发动机技术领域，具体涉及一种飞行器滑油箱系统。

背景技术

在高海拔、低温的航空活塞式发动机飞行器的飞行过程中，航空活塞发动机的滑油箱系统面临诸多技术挑战。

其中，高海拔、低温的环境下，由于外部环境温度远远低于飞行器发动机启动时和所需滑油温度，飞行器的启动需要首先通过外部设置对进入发动机的滑油进行加热，以便达到发动机能够点火成功的滑油温度。

但是，利用外部设置加热滑油占用有限空间且费时费力，还存在安全隐患。

为适应高海拔、低温飞行环境下飞行器发动机成功点火、提高启动效率，需要统筹考虑飞行器滑油箱系统的机械结构、传感器布置和控制系统的设计。

发明内容

鉴于上述的分析，本发明旨在提供一种飞行器滑油箱系统，用以解决高海拔、低温飞行环境下飞行器启动困难的技术问题。

本发明通过如下技术方案实现：

一种飞行器滑油箱系统，包括滑油箱组件、传感器组件和滑油箱控制组件；所述滑油箱组件包括滑油箱体和加热单元；所述加热单元设置在所述滑油箱体内部；所述传感器组件包括发动机滑油温度传感器；所述发动机滑油温度传感器设置在飞行器发动机进油管路上；所述滑油箱控制组件能够接收并存储所述发动机滑油温度传感器采集的数据，并根据对所述发动机滑油温度传感器采集数据的判断向所述加热单元发出加热或停止加热的控制指令。

进一步的，所述滑油箱组件还包括电子液位计；所述电子液位计包括液位计金属棒和液位计安装部；所述油箱出油管和液位计金属棒的末端位于所述滑油箱体内部底面之上。

进一步的，所述加热单元为带有开口的环状体；所述加热单元围覆在所述液位计金属棒外部，所述加热单元一端连接在所述液位计安装部上。

进一步的，所述滑油箱组件还包括金属粉末探测单元；所述金属粉末探测单元设置在所述滑油箱体底部；所述金属粉末探测单元包括金属粉末探测集成体和盖帽；所述盖帽连接在金属粉末探测集成体上。

进一步的，所述金属粉末探测集成体包括螺接封堵部和金属粉末探测传感器，所述金属粉末探测传感器连接在螺接封堵部上。

进一步的，所述金属粉末探测传感器包括金属粉末探测棒，所述金属粉末探测棒贯通连接在所述螺接封堵部上，并与所述螺接封堵部上密封连接。

进一步的，所述盖帽为套筒结构，包括所述套筒外端面设置的2个径向对称的盖帽下支撑条，2个所述盖帽下支撑条之间的空隙为盖帽下开口。

进一步的，所述盖帽下开口远离所述滑油箱体内部底面的端头高于所述油箱出油管底端且低于所述电子液位计金属棒底端。

进一步的，所述传感器组件包括压力传感器、安全阀和稳压阀。

进一步的，所述压力传感器、安全阀和稳压阀设置在所述滑油箱组件上。

进一步的，所述滑油箱组件还包括滑油回旋片；所述滑油回旋片所述滑油回旋片设置在所述滑油箱体内的侧壁上。

进一步的，所述滑油箱组件还包括滑油箱进油单元；2个所述滑油箱进油单元以相同方向环绕且均布地贯穿设置在所述滑油箱组件上，2个所述滑油箱进油单元的进口分别对准所述滑油回旋片回转体的两端。

与现有技术相比，本发明至少可实现如下有益效果：

本发明的飞行器滑油箱系统设置有加热单元与发动机滑油温度传感器的集成设计，有利保证了高海拔、低温飞行环境下飞行器快速启动和飞行安全。

上述各技术方案之间还可以相互组合，以实现更多的优选组合方案。本发明的其他特征和优点将在随后的说明书中阐述，并且，部分优点可从说明书中变得显而易见，或者通过实施本发明而了解。本发明的目的和其他优点可通过说明书以及附图中所特别指出的内容中来实现和获得。

附图说明

附图仅用于示出具体实施例的目的，而并不认为是对本发明的限制，在整个附图中，相同的参考符号表示相同的部件。

图1为本发明的飞行器滑油箱系统工作示意图一；

图2为本发明滑油箱体内部结构示意图；

图3为本发明加热单元结构整体示意图；

图4为本发明加热单元俯视图；

图5为图4中E-E向剖视图；

图6为本发明电子液位计结构示意图；

图7为本发明实施例金属粉末探测单元结构示意图；

图8为图7中F-F向剖视图；

图9为本发明滑油回旋片结构立体示意图；

图10为本发明滑油回旋片展开结构正视图；

图11为图10中A-A向剖视图；

图12为带有卸油阀的滑油箱组件及其附着件透视示意图；

图13为本发明的飞行器滑油箱系统工作示意图二。

附图标记：

1.滑油箱上盖；2.安全阀；3.稳压阀；4.滑油箱密封盖；5.滑油箱出油单元；51.滑油箱出油管；6.电子液位计；61.液位计金属棒；62.液位计安装部；621.液位计安装部过线槽；7.滑油箱进油单元；8.锁紧环箍；9.滑油箱体；10.金属粉末探测单元；101.金属粉末探测集成体；1011.螺接封堵部；1012.金属粉末探测棒；1013.金属粉末探测传输线；102.盖帽；1021.盖帽下支撑条；1022.盖帽下开口；11.滑油回旋片；12.消泡网孔；121.进油口消泡网孔；122.周边消泡网孔；13.压力传感器；14.加热单元；141.加热套；1411.加热套交换孔；1412.加热套开口端面；142.加热片；1421.加热片连电端；143.加热片套；144.加热片定位绝缘片；145.加热片底端绝缘片；15.卸油封堵。

具体实施方式

下面结合附图来具体描述本发明的优选实施例，其中，附图构成本发明一部分，并与本发明的实施例一起用于阐释本发明的原理，并非用于限定本发明的范围。

下面结合图1-图13，更具体地描述本发明的技术方案。

本发明的实施例定义滑油箱上盖1的方向为上，滑油箱体9的底部方向为下。本实施例的低压环境飞行用滑油箱系统应用于执行高海拔地区任务的无人直升机。

如图13所示，本实施例的低压环境飞行用滑油箱系统包括滑油箱组件、传感器组件和滑油箱控制组件。

结合图2和图12所示，具体的，滑油箱组件包括滑油箱体9、滑油箱盖组件、滑油箱出油单元5、滑油箱进油单元7、调压单元、滑油回旋片11和加热单元14。

其中，滑油箱体9为筒体状结构，滑油箱盖组件密封连接在滑油箱体9筒体状结构开口端，滑油箱出油单元5、滑油箱进油单元7和调压单元连接在滑油箱盖组件上，并与滑油箱体9内部贯通；滑油回旋片11和加热单元14设置在滑油箱体9内部。滑油箱出油单元5滑油箱出油单元5面向滑油箱体9内腔方向连接有滑油箱出油管51。滑油箱出油管51深入到滑油箱体9内腔的下部腔体。

传感器组件包括电子液位计6、金属粉末探测单元10、压力传感器13和发动机滑油温度传感器。

其中，电子液位计6贯通连接在滑油箱盖组件上，其上的液位计金属棒61末端接近滑油箱体9内部底面；金属粉末探测单元10贯通设置在滑油箱体9底部，而发动机滑油温度传感器设置在飞行器发动机机油管路中。

滑油箱控制组件能够接收并存储传感器组件采集的数据，并根据对数据的判断向滑油箱组件发出滑油箱控制指令。

如图13所示，本实施例的滑油箱控制组件接收并存储传感器组件采集的数据，并根据数据判断本实施例的滑油箱组件状况，根据分析结果，向本实施例的滑油箱组件或飞行器发动机发出滑油箱控制指令，调整和油箱组件的状态，使得无人直升机顺利启动、正常飞行。

本发明的传感器组件包括电子液位计6、金属粉末探测单元10、压力传感器13和发动机滑油温度传感器。

首先介绍传感器组件的发动机滑油温度传感器。

为保证无人直升机打发动机的正常启动，首先要明确启动时进入滑油箱体9的滑油温度。本实施例的飞行器滑油箱系统设置有发动机滑油温度传感器。

本实施例的发动机滑油温度传感器设置在无人直升机的发动机上，具体位于无人直升机上发动机主油道内，用于采集从滑油箱出油单元5而来的滑油温度。无人直升机发动机的滑油箱控制组件设置有发动机启动预设滑油温度值，还设置有发动机预启动时间值。

本实施例的飞行器滑油箱组件中的加热单元14设置在滑油箱体9内，用于对滑油箱体9内的滑油进行加热，以防止进入无人直升机发动机的滑油粘稠或温度过低导致不易启动。

具体的，执行高海拔任务的无人直升机启动出发的地点一般也处于高寒地带。无人直升机在启动发动机之初，滑油温度低于发动机启动预设滑油温度值，滑油箱控制组件仅传输加热电子指令信号给加热单元14的加电装置，加热单元14启动加热，逐渐加热滑油箱体9中的滑油。当加热单元14启动时长达到发动机预启动时间值时，滑油箱控制组件传输发动机启动电子指令信号给无人直升机发动机，无人直升机发动机执行与启动，此时，滑油箱体9内的滑油通过滑油箱出油单元5倍输送至无人直升机发动机主油道内，发动机滑油温度传感器采集此刻的滑油温度，并将该温度值传输给滑油箱控制组件。

如图13所示，当滑油箱控制组件判定发动机滑油温度传感器采集的滑油温度大于发动机启动预设滑油温度值时，滑油箱控制组件向无人直升机的发动机发出正式启动的电子指令信号，无人直升机发动机进入工作状态，同时，向加热单元14发出停止加热的电子指令信号；发动机滑油温度传感器始终采集滑油温度。

当滑油箱控制组件判定发动机滑油温度传感器采集的滑油温度小于发动机启动预设滑油温度值时，滑油箱控制组件判定发动机不能正式启动，加热单元14继续执行加热过程，发动机滑油温度传感器始终采集滑油温度，直至滑油温度大于发动机启动预设滑油温度值时，滑油箱控制组件再向发动机发出正式启动的电子指令信号，无人直升机发动机进入工作状态，同时，向加热单元14发出停止加热的电子指令信号；发动机滑油温度传感器始终采集滑油温度。

在无人直升机飞行过程中，发动机滑油温度传感器始终采集滑油温度并传输给滑油箱控制组件，一旦发动机滑油温度传感器采集的滑油温度小于发动机启动预设滑油温度值时，滑油箱控制组件即可向加热单元14发出启动加热的电子指令信号,直至滑油温度大于发动机启动预设滑油温度值。

本实施例的无人直升机发动机的滑油箱控制组件设置的发动机启动预设滑油温度值为8°-10°。

本实施例的无人直升机发动机的滑油箱控制组件设置的发动机预启动时间值3-5分钟。

优选的，本实施例的无人直升机发动机的滑油箱控制组件设置的发动机启动预设滑油温度值为10°、发动机预启动时间值为5分钟。

下面介绍传感器组件的金属粉末探测单元10：

如图2和图12所示，本实施例中的滑油箱体9底端连接有一体化集成设置的金属粉末探测单元10。金属粉末探测单元10能实时向滑油箱控制组件传输沉积在滑油箱体9底部脱落的金属粉末厚度信息。

所谓一体化集成是指：滑油箱体9底端设置有卸油封堵15，将金属粉末探测元件集成在滑油箱体9底端的卸油封堵15上，形成金属粉末探测和封堵功能一体化的金属粉末探测单元10。

如图7所示，金属粉末探测单元10具体设置在滑油箱体9的底面的中心位置，以螺旋结构密封连接在滑油箱体9底部。

无人直升机飞行过程中，滑油进入发动机的主油道，油泵将滑油喷射到每一个发动机内部的摩擦副上，由于摩擦副(例如曲轴和轴瓦、连杆与挺柱)之间存在摩擦，使得摩擦副处产生金属粉末；当滑油喷射到摩擦副上时，不但起润滑作用，还起降温以及减振的作用，同时，还起到了对摩擦副进行清洁的作用；冲刷下来的粉末，会被滑油带出，经由滑油箱进油单元7进入滑油箱体9。

金属粉末向滑油箱体9底部沉积。沉积的脱落金属粉末会随无人直升机的运动在滑油箱体9内产生震荡。金属粉末探测单元10上电后会产生磁场，震荡的技术粉末将影响金属粉末探测单元10周边的磁场产生变化，从而在金属粉末探测单元10的探测装置部分产生涡电流。金属粉末探测单元10上的传感部分将采集到的涡电流值传输给滑油箱控制组件。

滑油箱控制组件中设定有涡电流极限值作为磨损极限值。滑油箱控制组件接收并判定金属粉末探测单元10采集的涡电流值是否达到磨损极限值。

如图13所示，当涡电流值处于额定正常值范围，滑油箱控制组件奖项无人直升机发出启动/运转的电子指令；当涡电流值达到磨损限制值，表明发动机内部摩擦副磨损严重，即将失效；滑油箱控制组件将向无人直升机发动机发出向返航方向运转的电子指令。如图7和图8所示，具体的，金属粉末探测单元10包括金属粉末探测集成体101和盖帽102，盖帽102连接在金属粉末探测集成体101上。

其中，金属粉末探测集成体101包括螺接封堵部1011和金属粉末探测传感器。金属粉末探测传感器主体结构为金属粉末探测棒1012，金属粉末探测棒1012本身为采集器，也是传感器，可以将检测到的涡电流值无限传输给滑油箱控制组件，也可以通过金属粉末探测传输线1013传输给滑油箱控制组件。

具体的，螺接封堵部1011带有外螺纹，金属粉末探测单元10通过螺接封堵部1011的外螺纹连接在滑油箱体9的底面的中心位置设置的内螺纹上，二者通过密封环和/或胶连密封连接。螺接封堵部1011中心轴向设置有螺接封堵部中心孔，金属粉末探测棒1012从外部出入螺接封堵部中心孔，且金属粉末探测棒1012的有效探测部分深入到滑油箱体9内部。金属粉末探测棒1012在螺接封堵部中心孔处与螺接封堵部1011固定连接，且为密封连接。

具体的，盖帽102为套筒结构，包括套筒外端面设置的2个径向对称的盖帽下支撑条，2个盖帽下支撑条之间的空隙为盖帽下开口1022。

盖帽102扣合在金属粉末探测棒1012上，并通过2个盖帽下支撑条连接在螺接封堵部1011的端面上，优选为焊接。

进一步优选的，盖帽下开口1022高度远大于产生磨损限制值涡电流的脱落的金属粉末的震荡区间高度，盖帽下开口1022所对应的金属粉末探测棒1012部分金属粉末有效探测部。金属粉末探测棒1012在盖帽下开口1022处接触滑油内腔的漂浮在滑油中的金属粉末。

盖帽102位于盖帽下开口1022之上，能有效降低上部滑油流动对金属粉末探测棒1012的影响。

优选的，如图2所示，在滑油箱体9内部，盖帽下开口1022远离滑油箱体9内部底面的端头高于油箱出油管51底端，且低于液位计金属棒61底端。

目的是：当滑油箱体9内部已经低于液位计金属棒61底端，在电子液位计6已显示零位的起初一段时间内，滑油箱出油单元5仍将继续将余油提供给发动机，使得无人直升机能返回加注滑油或作其它维修。在此时间段，仍需要金属粉末探测传感器正常采集金属粉末数据。盖帽下开口1022远离滑油箱体9内部底面的端头高于油箱出油管51底端，且低于液位计金属棒61底端，可以保证该状态余油较少时，金属粉末探测传感器仍能正常工作。

金属粉末探测单元10至少能实现以下技术效果：

1、旋转金属粉末探测单元10，使其脱离滑油箱体9。滑油箱体9上的金属粉末探测单元10连接口可以作为放油口以及滑油箱体9内部维护口，便于清理和维护滑油箱体9。

2、金属粉末探测单元10的设置能有效防止无人直升机发动机过度使用，保证无人直升机飞行安全。

3、盖帽102遮挡住金属粉末探测棒1012的有效探测部端的上部，可以有效避免较少余油状况下，无人直升机大机动时，余油上层滑油浮动量大，造成漂浮在余油中的金属粉末在浮动过程中多次接触金属粉末探测棒1012，造成金属粉末探测棒1012检测数据失真。而，盖帽102的盖帽下开口1022处处于余油下层部分，相对平稳，金属粉末探测棒1012在此处能采集真实的金属粉末数据，能保证较少余油状态金属粉末探测传感器仍能正常工作，有利于滑油箱控制组件做出正确的判断。

下面介绍本发明传感器组件的压力传感器13：

如图13所示，本发明传感器组件的压力传感器13贯通设置在滑油箱盖组件上，具体密封连接在滑油箱密封盖4上，并与滑油箱体9贯通。压力传感器13用于采集滑油箱体9内部压力，并实时将采集到的压力值传递至滑油箱控制组件。

本实施例滑油箱控制组件中预设有1个或多个滑油箱压力限制值，用于压力传感器13采集的数据达到滑油箱各工作压力值时，滑油箱控制组件向滑油箱组件的调压单元发出调整压力的滑油箱控制指令，启动或停止调压单元运转。

另外，在高海拔飞行环境中，因为飞行器大机动状态或者高空气流不稳定等原因导致滑油箱内部液面倾斜角度增加，最终出现滑油溢出滑油箱问题。而且当回油管内部滑油回到滑油箱中时，滑油会存在一定的压力，在回路中滑油冲击滑油箱内部存在的滑油时，会产生大量液泡导致滑油液位测量不准问题，使得飞控指标与实际不符而做出误判需要设置精确的液位测量装置，并通过机械结构保证测量的准确性。

下面介绍本发明传感器组件的电子液位计6。

如图13所示，本实施例中的电子液位计6能够实时向滑油箱控制组件传输滑油箱体9内部滑油的液位信号。当滑油液位处于正常工作范围时，滑油箱控制组件将向无人直升机发动机发出正常启动/运转的电子指令；当滑油液位降至下限值时，滑油箱控制组件将向无人直升机发动机发出向返航方向运转的电子指令。

优选的，电子液位计6为电容式液位计。通过电子液位计6的电容量变化来测量滑油箱体9内滑油的液位的高低。，能有效提升液位采集准确性。

如图6所示，电子液位计6包括液位计安装部62，电子液位计6通过液位计安装部62连接在滑油箱上盖1上；液位计安装部62下端连接有液位计金属棒61。液位计金属棒61深入滑油箱体9内腔的下部腔体。

具体的，液位计金属棒61底端距离滑油箱体9底面的距离有一定的距离。该距离使得液位计金属棒61底端下部的滑油箱体9的容积为滑油箱体9整体容积的2％-％5,以保证无人直升机飞行过程中滑油箱体9内始终有余油，确保不可用余油残油量符合常规技术要求。

通过实验，本实施例优选的，液位计金属棒61底端距离滑油箱体9底面的距离使得离使得液位计金属棒61底端下部的滑油箱体9的容积为滑油箱体9整体容积4.5％对应的高度。

下面介绍滑油箱组件：

本发明的滑油箱组件包括滑油箱体9、滑油箱盖组件、滑油箱出油单元5、滑油箱进油单元7、调压单元、电子液位计6、滑油回旋片11和加热单元14。

结合图2和图12所示，在滑油箱组件中，滑油箱盖组件可拆卸地连接在滑油箱体9上部，滑油箱体9为上部开口的圆柱筒体。滑油箱盖组件与滑油箱体9密封连接。

具体的，滑油箱盖组件包括滑油箱上盖1和滑油箱密封盖4；滑油箱密封盖4密封连接在滑油箱上盖1上部的中央位置，滑油箱上盖1旋紧在滑油箱体9上沿处。

在滑油箱上盖1上围绕滑油箱密封盖4，设置有滑油箱进油单元7和调压单元；滑油箱进油单元7和调压单元分立设置在滑油箱盖组件上，具体位于滑油箱上盖1上。

如图12所示，具体的，滑油箱上盖1的外沿处设置有2个滑油箱进油单元7，具体的，滑油箱进油单元7斜插设置在滑油箱上盖1，并与滑油箱体9内腔贯通。

优选的，2个滑油箱进油单元7以相同方向环绕且圆周均布设置在滑油箱盖组件上，具体位于滑油箱上盖1。

如图2和图12所示，滑油箱体9内设置有滑油回旋片11。滑油回旋片11连接在滑油箱体9上部的侧壁上，将滑油箱体9内腔分成上部油腔和下部油腔，用于在飞行器在大机动前飞、滑油箱体9内部滑油液面后倾时，防止滑油箱体9内部的滑油液面急剧晃动，以至滑油从调压单元的通气口溢出，造成滑油无效损失。

优选的，下部油腔的容积为上部容积的5-7倍。进一步优选为6倍，以便从滑油箱进油单元7回流到滑油箱体9的滑油既有进入冲击的空间以顺畅进入，也不至造成滑油的冲击力搅动下部油腔内的滑油，影响从滑油箱出油单元5回流发动机的滑油质量。

如图9、图10和图11所示，滑油回旋片11为横截面是渐开线的开口回转体，滑油回旋片11回转体的渐开线外沿焊接在滑油箱体9内壁上。

如图9所示，滑油回旋片11在上、下方向为下部开口的结构。滑油回旋片11横截面的渐开线回转后形成的凹面面向滑油箱体9底面。

滑油回旋片11回转体在圆周方向为非封闭结构。滑油回旋片11所留开口容许滑油箱出油单元5和电子液位计6深入滑油箱体9内，直至接近滑油箱体9底面处。

滑油回旋片11本身为片材，所留开口也有利于将滑油回旋片11在微压状态下置入滑油箱体9内部相应高度的位置，通过滑油回旋片11的回弹，使得滑油回旋片11的外沿与滑油箱体9内腔紧密接触，方便后续将滑油回旋片11焊接在滑油箱体9内腔侧壁上。

如图10所示，具体的，滑油回旋片11的展开体为扇形，滑油回旋片11的回转体部分不小于2/3圆周。

优选的，滑油回旋片11展开后的扇形的圆心角为240°。

滑油回旋片11的扇形两端分别径向对称、贯穿设置有1组消泡结构。每组消泡结构包括均布的多个消泡网孔12。

具体的，消泡网孔12设置在滑油回旋片11两端，目的从发动机回流的滑油通过滑油箱进油单元7后能直接喷射至消泡网孔12界面，消泡网孔12的网孔能够将滑油分割打散，被分割的回油通过滑油回旋片11上的消泡网孔12，平稳回流至滑油箱体9内部的下部腔体，能够消除回油冲击压力，消除了带有压力的回油冲击滑油液面造成的液泡，从而避免回油液泡可能造成的电子液位计6采集数据失真。

优选的，滑油箱进油单元7面向滑油箱体9内部的进口的轴线方向面对滑油回旋片11两端的成组消泡网孔12的中部，目的是实现高效率地打散回流滑油。

另外，当飞行器在大机动前飞、滑油箱体9内部滑油液面后倾撞击滑油箱体9底部，形成向滑油箱体9顶部的冲击。冲击的滑油碰撞到滑油回旋片11的凹面，在渐开线回转体内凹面形成旋涡流。当漩涡流的滑油在滑油回旋片11的凹面内旋转流动到成组消泡网孔12处时，滑油箱进油单元7中带有压力的滑油通过滑油回旋片11的成组消泡网孔12形成引射效应，辅助滑油回旋片11凹面内的漩涡流的滑油快速消减漩涡效应，实现滑油箱体9的下部油腔液面快速恢复平稳，在保证从滑油箱出油单元5回流发动机的滑油质量的同时，保障液面位置的精确，利于设置在滑油箱体内的增加6电子液位计实现了液位精确测量。

如图10所示，设定滑油箱进油单元7轴线所面对的成组消泡网孔12的中部区域为B区域，B区域的消泡网孔12设定为进油口消泡网孔121，D区域以外的消泡网孔12设定为周边消泡网孔122。

如图10和图11所示，优选的，进油口消泡网孔121的直径C大于周边消泡网孔122的直径D。滑油回旋片11边缘较小直径D的消泡网孔122能够保证在对回流滑油进行消泡的同时，尽可能减小对滑油回旋片11结构强度的影响；较大直径C的进油口消泡网孔121面对滑油箱进油单元7进油喷向方向，有利于消泡的同时滑油通过率最大化，以快速实现回油通过和消泡功能实现。

如图11所示，进一步优选的，消泡网孔12为锥孔，C<E,即，锥角顶点位于滑油回旋片11的凸面之上。该设计能够使得带有压力的回油滑油，在经过消泡网孔12的瞬间压力得以降低，有利于实现滑油箱体9的下部油腔液面快速恢复平稳，避免滑油溢流，消除滑油回油液泡，提升液位计测得的液面数据准确度

本发明传感器组件的压力传感器13将实时采集到的滑油箱体9内部压力值传递至滑油箱控制组件。滑油箱控制组件根据实时压力值，控制调压单元对滑油箱体9内部压力进行调节。

本实施例在滑油箱体9内部压力控制方面做了双重保障结构设置。

如图2和图12所示，本发明滑油箱组件的调压单元包括稳压阀3和安全阀2。稳压阀3和安全阀2设置在滑油箱上盖1上，具体位于2个滑油箱进油单元7之间的同一间隔内。稳压阀3和安全阀2均贯通滑油箱上盖1，与滑油箱体9的上部油腔连通。

本实施例滑油箱控制组件中预设有滑油箱压力额定限制值和滑油箱压力极限限制值。具体的，滑油箱压力额定限制值设定为标准大气压1bar。滑油箱压力极限限制值设定为标准大气压1.8bar。在滑油温度升高后，滑油箱体9内部压力上升，此时，为保障无人直升机高原低压环境下的正常飞行，需要调节滑油箱体9内部压力达到或接近滑油箱压力额定限制值的1bar。一旦滑油箱体9内部压力大于1bar，稳压阀3在开启，实现排气功能，从而维持滑油箱体9内部压力稳定在1bar。

优选的，本实施例的稳压阀3选择电子稳压阀。滑油箱控制组件根据压力传感器13传输的信号发出的稳压阀3开启和关闭控制指令。

如图13所示，当滑油箱体9内部压力大于1bar时，稳压阀3收到滑油箱控制组件发出的稳压阀启动电子指令，稳压阀3打开通气，以降低滑油箱体9内部压力；当传感器测试滑油箱体9内部压力小于1bar后，滑油箱控制组件输出稳压阀关闭电子指令，稳压阀3关闭。

本实施例还设置有安全阀2。具体的，某些飞行条件下，一旦稳压阀3出现故障，滑油箱体9内部压力将持续上升，由于外部压力小于1bar，滑油箱体9内、外压力悬殊，从而造成滑油箱体9等薄壁件的破裂损坏，无人直升机将发生安全事故。

如图13所示，本实施例针对性设置有安全阀2：在稳压阀3失效后，当滑油箱体9内部压力上升至滑油箱压力极限限制值的1.8bar时，安全阀2开启，以实现高压状态的排气功能，从而维持滑油箱体9内部压力稳定，保障航空活塞发动机滑油压力安全，使得无人直升机发动机不会因滑油压力过高导致内部结构承压，甚至出现损坏的问题；经过安全阀2自动开启泄压后，滑油箱体9内部降至1.8bar以下，安全阀2自动关闭，使得滑油箱体9内部压力稳定在合格范围内，保证飞行器安全返航维修。

本实施例的安全阀2可选为电子稳压阀，接受滑油箱控制组件的控制。

本实施例的安全阀2优选机械稳压阀，目的是规避电子信号传输失灵，确保滑油箱体9内压力在1.8bar极限值状况下安全阀2能通过机械结构执行压力调节。

具体的，安全阀2的开启条件是通过滑油箱体9壁材的焊接拉脱强度设定的。滑油箱体9上设置有安全阀安装口。在滑油箱体9壁材(材料和材料的厚度等)一定的条件下，对应不同的焊接工艺，安全阀安装口具有一定的焊接拉脱强度，从而使得安全阀2具有不同的开启安全系数，能够在不同压力下开启通气，对滑油箱体9内部压力进行调节。

本实施例优选一定的焊接工艺对应一定的焊接拉脱强度，使得安全阀2在1.8bar的滑油箱体9内部压力上、下，达到开启和关闭。

可选的，稳压阀3为普通机械稳压阀。机械的稳压阀3的开启条件也是通过滑油箱体9壁材的焊接拉脱强度设定的。通过稳压阀3安装接口焊接工艺保证一定的焊接拉脱强度，使得稳压阀3具有不同的开启安全系数，能够在不同压力下开启通气，对滑油箱体9内部压力进行调节。

本实施例优选稳压阀3为电子稳压阀，有利于人为获知无人直升机滑油箱内部压力状况，同时调压状态转换自如。

这种机械的安全阀2和电子的稳压阀3的双保险的设计，能有效提高无人直升机发动机使用寿命，确保无人直升机的飞行安全，也便于地面管理。

如图2所示，本实施例的滑油箱出油单元5在面向滑油箱体9内腔方向连接有滑油箱出油管51。滑油箱出油管51深入至滑油箱体9内腔的下部腔体。

本实施例优选的，滑油箱出油管51底端低于液位计金属棒61底端。

通过实验，本实施例进一步优选的，滑油箱出油管51底端与液位计金属棒61底端具体相差高度为滑油箱体9容积1％-3％对应的高度，本实施例优选为3％，以便满足电子液位计6达到最低显示值后，滑油箱出油管51仍能继续向发动机供油，以使得飞行器在危急情况下能够继续飞行额定距离。

本实施例的适用于低压飞行环境的滑油箱还包括滑油箱体9底端设置的卸油口。

如图12所示，可选的，滑油箱体9底端设置的卸油口，卸油口上密封连接有可拆卸的卸油封堵15。

具体的，卸油口设置在滑油箱体9底端中部，卸油封堵15螺接在卸油口，且为密封连接。无人直升机处于维护时，可螺旋拆卸卸油封堵15，对滑油箱体9进行清理和维护。

优选的，金属粉末探测功能集成在了卸油封堵15上成为金属粉末探测单元10。

本实施例的加热单元14为带有开口的弧形结构。

结合图2和图6所示，优选的，加热单元14上端连接在电子液位计6的液位计安装部62下端面上，加热单元14整体围覆在液位计金属棒61外部。加热单元14可以对滑油箱体9内的滑油进行加热。加热单元14和电子液位计6设置在一处，便于加热单元14和电子液位计6的加电装置同处设置，可以简化供电装置的结构。

如图3所示，加热单元14包括加热套141、加热片142、加热片套143和加热片绝缘单元。

如图4所示，可选的，加热片套143为扇形筒状体，加热片套143的扇形筒状体内底面和侧壁设置有多个绝缘片，多个绝缘片组成加热片绝缘单元。热片绝缘单元包括多组成对设置在加热片套143扇形筒状体侧壁的弧面上的加热片定位绝缘片144以及设置在加热片套143扇形筒状体内底面上的加热片底端绝缘片145。热片绝缘单元粘接在加热片套143上。

优选的，加热片绝缘单元粘接在加热片142上，用于加热片142在加热片套143的稳定定位。

如图3、图4和图5所示，加热片142弧板结构的片材，加热片142的横截面与加热片套143内腔为相似型。加热片142安装在加热片套143内腔中。多组成对加热片定位绝缘片144连接设置在加热片142弧板结构的两个弧面上，每组成对加热片定位绝缘片144同一径向设置。加热片底端绝缘片145连接设置在加热片142弧板结构的底面上，加热片142弧板结构的另一端为加热片连电端1421。加热片142插入加热片套143内腔到位后，加热片定位绝缘片144以及加热片底端绝缘片145与加热片套143内腔配合。其中，图5中加热套交换孔1411仅为示意表示。

加热片142插入加热片套143内腔到位后，加热片142底端也可以不接触加热片套143内腔底面。

加热套141为弧板状结构，加热套141的弧板上设置有多个呈一定排列方式的加热套交换孔1411，加热套141的一个侧棱边连接加热片套143的一个侧面，加热套141的另一个侧棱边为加热套开口端面1412。2个加热套开口端面1412形成加热单元14的开口结构。

可选的，2个加热套141从两侧连接在加热片套143的2个侧面上，优选为，2个加热套141与加热片套143一体成型。

进一步优选的，加热套141连接在加热片套143侧面的中部。

如图6所示，液位计安装部62面向滑油箱体9内腔的端面上设置有液位计安装部过线槽621。

可选的，安装部过线槽621用于通过电线，电线端头通过焊接或其它连接方式连接在加热片连电端1421。

优选的，安装部过线槽621的横截面与加热片142的横截面相同；加热片142或可长于加热片套143内腔的深度，加热片142的加热片连电端1421插入到液位计安装部62的安装部过线槽621中，并将加热片142与液位计安装部62连接。有利于加热片142的位置稳固，即使在没有热片绝缘单元的保护下，加热片142也不与加热片套143接触。

加热片142是带电体，不与加热片套143接触，有利于滑油箱的安全，特别是加热片142不直接接触滑油箱体9内的滑油，可以避免加热片142温度过热，由加热片142直接引起滑油燃烧，造成毁机事件。

加热套交换孔1411有利于加热单元14不妨碍液位计金属棒61的沉浸在滑油中实施采集液位信息，加热单元14的开口部还有利于减少加热单元14的安装难度。

本实施例优选的，加热单元14设置有3个均布的加热片套143和3个加热片142。3个加热片套143由间断的加热套141连接。该设置有利于迅速、安全地对滑油箱体9进行加热。

本发明的飞行器滑油箱系统将加热单元与发动机滑油温度传感器、调压单元与压力传感器、卸油口与金属粉末探测单元的机械结构与控制功能进行了集成设计，有利保证了高海拔、低温及低气压飞行环境下无人飞行器的飞行安全。

本实施例的飞行器滑油箱系统能够推广应用于任何使用滑油系统的飞行器，尤其适用于低温飞行环境下的飞行器使用。

以上，仅为本发明较佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换都应涵盖在本发明的保护范围之内。同时，凡搭载了本装置的设备，以扩大应用领域并产生复合的技术效果，都属于本方法发明保护的范围。

Claims (10)

1.一种飞行器滑油箱系统，其特征在于，包括滑油箱组件和传感器组件和滑油箱控制组件；

所述滑油箱组件包括滑油箱体(9)和加热单元(14)；所述加热单元(14)设置在所述滑油箱体(9)内部；

所述传感器组件包括发动机滑油温度传感器；

所述发动机滑油温度传感器设置在飞行器发动机进油管路上；

所述滑油箱控制组件能够接收并存储所述发动机滑油温度传感器采集的数据，并根据对所述发动机滑油温度传感器采集数据的判断向所述加热单元(14)发出加热或停止加热的控制指令。

2.根据权利要求1所述的飞行器滑油箱系统，其特征在于，所述滑油箱组件还包括电子液位计(6)；所述电子液位计(6)包括液位计金属棒(61)和液位计安装部(62)；液位计金属棒(61)的末端位于所述滑油箱体(9)内部底面之上。

3.根据权利要求2所述的飞行器滑油箱系统，其特征在于，所述加热单元(14)为带有开口的环状体；所述加热单元(14)围覆在所述液位计金属棒(61)外部，所述加热单元(14)一端连接在所述液位计安装部(62)上。

4.根据权利要求3所述的飞行器滑油箱系统，其特征在于，所述滑油箱组件还包括金属粉末探测单元(10)；所述金属粉末探测单元(10)设置在所述滑油箱体(9)底部；所述金属粉末探测单元(10)包括金属粉末探测集成体(101)和盖帽(102)；所述盖帽(102)连接在金属粉末探测集成体(101)上。

5.根据权利要求4所述的飞行器滑油箱系统，其特征在于，所述金属粉末探测集成体(101)包括螺接封堵部(1011)和金属粉末探测传感器，所述金属粉末探测传感器连接在螺接封堵部(1011)上。

6.根据权利要求5所述的飞行器滑油箱系统，其特征在于，所述金属粉末探测传感器包括金属粉末探测棒(1012)，所述金属粉末探测棒(1012)贯通连接在所述螺接封堵部(1011)上，并与所述螺接封堵部(1011)上密封连接。

7.根据权利要求4所述的飞行器滑油箱系统，其特征在于，所述盖帽(102)为套筒结构，包括所述套筒外端面设置的2个径向对称的盖帽下支撑条(1021)，2个所述盖帽下支撑条(1021)之间的空隙为盖帽下开口(1022)。

8.根据权利要求4所述的飞行器滑油箱系统，其特征在于，所述盖帽下开口(1022)远离所述滑油箱体(9)内部底面的端头高于所述油箱出油管(51)底端且低于所述电子液位计金属棒(61)底端。

9.根据权利要求1所述的飞行器滑油箱系统，其特征在于，所述传感器组件包括压力传感器(13)；所述滑油箱组件还包括安全阀(2)和稳压阀(3)。

10.根据权利要求9所述的飞行器滑油箱系统，其特征在于，所述压力传感器(13)、安全阀(2)和稳压阀(3)设置在所述滑油箱组件上。

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