CN116104608A - 一种飞行器滑油箱 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种飞行器滑油箱，属于航空发动机技术领域，解决了飞行器滑油箱产生滑油溢流的问题。本发明的滑油箱包括滑油箱体、滑油箱盖组件、滑油箱出油单元、滑油箱进油单元、调压组件、电子液位计和滑油回旋片；滑油箱盖组件密封连接在滑油箱体上；滑油箱进油单元和调压组件分立设置在滑油箱盖组件上，滑油箱进油单元和调压组件与滑油箱体贯通；滑油箱出油单元和电子液位计贯穿设置在所述滑油箱盖组件上，并深入到所述滑油箱体内；滑油回旋片连接在滑油箱体上部的侧壁上。本发明的滑油箱特别飞行器滑油箱，能防止滑油箱滑油产生溢流，实现对滑油箱油位的精确测量。

Description

一种飞行器滑油箱

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。

背景技术

在高海拔、低气压的航空活飞行过程中，航空活塞发动机滑油系统面临诸多技术挑战。

当海拔升高、气压降低，航空活塞发动机滑油箱内、外环境压力会增大，大机动状态滑油箱滑油大概率会产生溢流；同时，回油液泡将导致油位测量不准，影响飞控性能。

通常情况下，航空活塞发动机的发动机本体自带滑油机械泵，滑油机械泵将滑油从滑油箱中抽出，并通过滑油泵内置压力弹簧及卸油口对滑油压力进行调节控制，滑油进入发动机主油道，执行对各机械部件执行润滑、冷却、减振等功能。在实现各功能后，滑油通过回油道直接返回至外置滑油箱，滑油箱直通大气，使得内、外压力一致，保障滑油箱不因内、外压力失衡而遭受破坏。

但在高海拔、低气压的飞行环境下，会存在如下技术难题：

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。

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，用以解决大机动状态或者气流不稳情况下导致的滑油溢出，以及回油时滑油箱中大量液泡导致的液位测量不准的技术问题。

本发明通过如下技术方案实现：

一种飞行器滑油箱，包括滑油箱体、滑油箱盖组件、滑油箱出油单元、滑油箱进油单元和滑油回旋片；所述滑油箱盖组件密封连接在滑油箱体上；所述滑油箱出油单元和滑油箱进油单元和调压组件设置在所述滑油箱盖组件上，所述滑油箱出油单元和滑油箱进油单元连通所述滑油箱体；所述滑油箱出油单元能够深入到所述滑油箱体内的底部；所述滑油回旋片连接在所述滑油箱体上部的侧壁上。

进一步的，所述滑油回旋片为横截面为渐开线的开口回转体，所述滑油回旋片的凹面面向所述滑油箱体的底面，所述滑油回旋片的开口回转体的外圆与所述滑油箱体的内侧壁连接。

进一步的，所述滑油回旋片开口回转体的开口部小于或等于1/3圆周。

进一步的，还包括电子液位计；所述滑油箱出油单元和电子液位计通过滑油回旋片的开口部深入到所述滑油箱体的内腔，直至接近滑油箱体的底部。

进一步的，所述滑油回旋片上设置有消泡网孔。

进一步的，2组所述消泡网孔径向对称贯穿分布在滑油回旋片的两端。

进一步的，所述消泡网孔为锥孔，所述锥角顶点位于所述滑油回旋片的凸面之上。

进一步的，2个所述滑油箱进油单元以相同方向环绕且均布设置在所述滑油箱盖组件上，所述滑油箱进油单元的进口对准所述滑油回旋片回转体的两端。

进一步的，正对所述滑油箱进油单元的进口的所述消泡网孔的孔径大于周边所述消泡网孔的孔径。

进一步的，所述滑油箱盖组件包括滑油箱上盖和滑油箱密封盖；所述滑油箱密封盖密封连接在滑油箱上盖的上部；所述滑油箱进油单元设置在所述滑油箱上盖周边。

进一步的，还包括调压组件；所述调压组件包括稳压阀和安全阀。

进一步的，所述稳压阀和安全阀设置在所述滑油箱上盖周边且位于2个所述滑油箱进油单元之间的同一间隔内。

进一步的，所述安全阀的开启压力大于所述稳压阀的开启压力。

进一步的，所述电子液位计为电容式油位传感器。

进一步的，所述飞行器滑油箱还包括加热组件。

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采用滑油箱内置滑油回旋片，可以高效实现滑油箱内部液面快速恢复，避免滑油溢流。

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为本发明实施例1整体结构立体示意图；

图2为本发明实施例1整体结构正视图；

图3为本发明实施例1滑油箱内部结构示意图；

图4为本发明实施例1滑油回旋片结构立体示意图；

图5为本发明实施例1滑油回旋片展开结构正视图；

图6为图5中A-A向剖视图；

图7为本发明实施例1滑油箱内部结构示意图；

图8为本发明实施例1加热组件结构整体示意图；

图9为本发明实施例1加热组件俯视图；

图10为图9中E-E向剖视图；

图11为本发明实施例1电子液位计结构示意图；

图12为本发明实施例1金属粉末探测单元结构示意图；

图13为图12中F-F向剖视。

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.电子液位计金属棒；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.加热组件；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1，其中，附图构成本发明一部分，并与本发明的实施例1一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1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。

实施例1

一种飞行器滑油箱。

本发明的实施例1涉及一种飞行器滑油箱，具体用于执行高原飞行任务的无人直升机。下面结合图1-图7，对飞行器滑油箱技术方案进行描述。

如图1和图2所示，本实施例11的飞行器滑油箱包括滑油箱体9、滑油箱盖组件、滑油箱出油单元5、滑油箱进油单元7、调压组件、电子液位计6和滑油回旋片11。

具体的，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和调压组件；滑油箱进油单元7和调压组件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1所示，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，2个滑油箱进油单元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1和图3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，以至滑油从调压组件的通气口溢出，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4、图5和图6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4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。

如图3所示，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5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的扇形为240°。

在高海拔、低气压飞行环境下大机动状态或者气流不稳情况下导致的滑油溢出，以及回油时滑油箱中大量液泡导致的液位测量不准的技术问题，在航空飞行滑油箱系统设计过程中必须予以解决。

为此，本发明在滑油回旋片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。

在滑油回旋片11两端设置多个消泡网孔12，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12上孔洞，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，消除回油冲击滑油液面造成液泡，从而避免回油液泡可能导致的电子液位计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5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5和图6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，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6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。

本发明的飞行器滑油箱内的滑油回旋片上所设置的消泡网孔面对滑油箱进油单元，滑油回油喷射至消泡网孔界面，消泡网孔将滑油分割打散，消除回油冲击压力，被分割的回油通过消泡网孔的空洞，平稳回至滑油箱内部，实现了消除带有压力的回油冲击滑油液面造成液泡的功能。

航空活塞发动机在高海拔使用时，发动机本体滑油机械泵调节能力有限，当航空飞行器达到一定高度，机械泵调节滑油压力达到极限，由于海拔提高，大气压力降低，滑油机械泵的泵前滑油压力降低，发动机主油道内部压力会随流量减少而逐步降低。因此，本发明设置了调压组件。

调压组件包括压力传感器13。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系统。滑油箱控制系统根据实时压力值，控制调压单元对滑油箱体9内部压力进行调节。

本实施例1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所示，调压组件还包括稳压阀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1具体设定：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标准大气压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，稳压阀3选择电子稳压阀。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系统。稳压阀3的开启和关闭由滑油箱控制系统根据压力传感器13采集的压力值所发出的飞控电子指令控制。

当滑油箱体9内部压力大于1bar时，稳压阀3收到滑油箱控制系统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，滑油箱控制系统输出稳压阀关闭电子指令，稳压阀3关闭。

本实施例1还设置有安全阀2。安全阀2也设置在滑油箱上盖1上，与稳压阀3一起位于2个滑油箱进油单元7之间的同一间隔内。安全阀2贯通滑油箱上盖1，与滑油箱体9的上部油腔连通。

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，造成无人直升机安全事故。

本实施例1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1的安全阀2可选为电子稳压阀，接受滑油箱控制系统的控制。

本实施例1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。

这种安全阀2和稳压阀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。

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(材料及材料的厚度等)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1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。机械稳压阀的稳压阀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1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。

本发明的飞行器滑油箱采用机械的安全阀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。

本实施例1的电子液位计6优选为电容式液位计，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。

如图2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下端连接有电子液位计金属棒61。电子液位计金属棒61深入滑油箱体9内腔的下部腔体。

具体的，电子液位计金属棒61底端距离滑油箱体9底面的距离有一定的距离。该距离使得电子液位计金属棒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1优选的，电子液位计金属棒61底端距离滑油箱体9底面的距离使得离使得电子液位计金属棒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。

如图2所示，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深入滑油箱体9内腔的下部腔体。

本实施例1优选的，滑油箱出油管51底端低于电子液位计金属棒61底端。

通过实验，本实施例1进一步优选的，滑油箱出油管51底端与电子液位计金属棒61底端具体相差高度为滑油箱体9容积2％对应的高度。

本实施例1的飞行器滑油箱还包括滑油箱体9底端设置的卸油口。

如图1和图2所示，可选的，滑油箱体9底端设置的卸油口，卸油口上连接有卸油封堵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。

如图7所示，可选的，滑油箱体9底端连接有一体化集成设置成金属粉末探测单元10。

如图12所示，具体的，金属粉末探测单元10设置在滑油箱体9底部，具体位于滑油箱体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。沉积的脱落粉末达到一定数量，表明发动机内部摩擦副磨损达到了磨损限制值，即将失效。滑油箱控制系统中设定有磨损极限信号，滑油箱控制系统接收并判定金属粉末探测单元10传输的采集值是否达到磨损限制值。一旦金属粉末探测单元10采集值达到磨损限制值，滑油箱控制系统将向无人直升机发出返航信号。

如图12和图13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包括螺接部1011和金属粉末探测部。金属粉末探测部包括金属粉末探测棒1012，金属粉末探测棒1012检测到的数据可以无限传输给滑油箱控制系统，也可以通过金属粉末探测传输线1013传输给滑油箱控制系统。

具体的，螺接部1011带有外螺纹，金属粉末探测单元10通过螺接部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。螺接部1011中心轴向设置有螺接部中心孔，金属粉末探测棒1012从外部出入螺接部中心孔，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在螺接部中心孔处与螺接部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的有效探测部端，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通过2个盖帽下支撑条的端面连接在螺接部1011的端面上，优选为焊接。

优选的，如图7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，且低于电子液位计金属棒61底端。

目的是：当滑油箱体9内部已经低于电子液位计金属棒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部正常采集技术粉末数据。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，且低于电子液位计金属棒61底端，可以保证该状态余油较少是，金属粉末探测部人能正常工作。

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的设置能有效防止滑油箱体9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采集数据失真。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，有利于滑油箱控制系统做出正确的判断。

4、保证较少余油状态金属粉末探测部人能正常工作。

本实施例1的飞行器滑油箱还包括加热组件14。加热组件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。

加热组件14为带有开口的弧形结构。

如图7所示，优选的，加热组件14上端连接在电子液位计6的液位计安装部62下端面上，加热组件14整体围覆在电子液位计金属棒61外部。加热组件14可以对滑油箱体9内的滑油进行加热。加热组件14和电子液位计6设置在一处，便于加热组件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8所示，加热组件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9所示，可选的，所述加热片套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8、图9和图10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，每组的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。图10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形成加热组件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11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有利于加热组件14不妨碍电子液位计金属棒61的沉浸在滑油中实施采集液位信息，加热组件14的开口部还有利于减少加热组件14的安装难度。

本实施例优选的，加热组件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。

本实施例1的飞行器滑油箱可以推广应用于任何使用滑油系统的飞行器。

实施例2

一种飞行器滑油箱系统。

实施例2的飞行器滑油箱系统包括实施例1的飞行器滑油箱，还包括发动机滑油温度传感器和滑油箱控制系统。

按功能分，实施例2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系统。

实施例2的滑油箱包括实施例1的滑油箱体9、滑油箱盖组件、滑油箱出油单元5、滑油箱进油单元7、调压组件、滑油回旋片11和加热组件14。

实施例2的传感器组件包括实施例1的电子液位计6、金属粉末探测单元10、压力传感器13，还包括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的进油管路上；电子液位计6、金属粉末探测单元10和压力传感器13设置在实施例2的滑油箱上。

本实施例2的滑油箱控制系统接收并存储传感器组件采集的数据，并根据数据判断实施例2的滑油箱组件状况，根据分析结果，向实施例2的滑油箱组件发出飞控电子指令，调整和邮箱组件的状态或指令无人直升机返航维护。

本实施例2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系统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。

具体的，执行高海拔任务的无人直升机启动出发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，滑油箱控制系统仅传输加热电子指令信号给加热组件14的加电装置，加热组件14启动加热，逐渐加热滑油箱体9中的滑油。

当加热组件14启动时长达到发动机预启动时间值时，滑油箱控制系统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系统。

当滑油箱控制系统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，滑油箱控制系统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，向加热组件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。

当滑油箱控制系统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，滑油箱控制系统判定发动机不能正式启动，加热组件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，滑油箱控制系统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，向加热组件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系统，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，滑油箱控制系统即可向加热组件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2的无人直升机发动机的滑油箱控制系统设置的发动机启动预设滑油温度值为8°-10°。

本实施例2的无人直升机发动机的滑油箱控制系统设置的发动机预启动时间值3-5分钟。

优选的，本实施例2的无人直升机发动机的滑油箱控制系统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5分钟。

本实施例2中稳压阀3采用电子稳压阀时，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系统。

当压力传感器13采集的滑油箱体9内部压力大于1bar，滑油箱控制系统向稳压阀3下达开启稳压阀的电子指令；稳压阀3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。

当压力传感器13采集的滑油箱体9内部压力小于1bar，滑油箱控制系统向稳压阀3下达关闭稳压阀的电子指令；稳压阀3关闭，从而保持滑油箱体9内部压力稳定在1bar。

本实施例2中的电子液位计6实时向滑油箱控制系统传输滑油箱体9内部滑油的液位信号。当滑油液位降至下限值时，滑油箱控制系统将下达无人直升机返航维护的电子指令。

本实施例2中的金属粉末探测单元10能实时向滑油箱控制系统传输滑油箱体9底部沉积脱落粉量的信息。当沉积的脱落粉末达到一定数量，金属粉末探测单元10将向滑油箱控制系统发送脱落粉末极限信号，滑油箱控制系统将发出无人直升机返航电子指令。

本发明的飞行器滑油箱和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，尤其适用于低压飞行环境的飞行器。

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，其特征在于，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)和滑油回旋片(11)；

所述滑油箱盖组件密封连接在滑油箱体(9)上；

所述滑油箱出油单元(5)和滑油箱进油单元(7)设置在所述滑油箱盖组件上，所述滑油箱出油单元(5)和滑油箱进油单元(7)连通所述滑油箱体(9)；所述滑油箱出油单元(5)能够深入到所述滑油箱体(9)内的底部；

所述滑油回旋片(11)连接在所述滑油箱体(9)上部的侧壁上。

2.根据权利要求1所述的飞行器滑油箱，其特征在于，所述滑油回旋片(11)为横截面为渐开线的开口回转体，所述滑油回旋片(11)的凹面面向所述滑油箱体(9)的底面，所述滑油回旋片(11)的开口回转体的外圆与所述滑油箱体(9)的内侧壁连接。

3.根据权利要求2所述的飞行器滑油箱，其特征在于，所述滑油回旋片(11)开口回转体的开口部小于或等于1/3圆周。

4.根据权利要求3所述的飞行器滑油箱，其特征在于，还包括电子液位计(6)；所述滑油箱出油单元(5)和电子液位计(6)通过滑油回旋片(11)的开口部深入到所述滑油箱体(9)的内腔。

5.根据权利要求4所述的飞行器滑油箱，其特征在于，2个所述滑油箱进油单元(7)以相同方向环绕且均布设置在所述滑油箱盖组件上，所述滑油箱进油单元(7)的进口对准所述滑油回旋片(11)回转体的两端。

6.根据权利要求1-5任一项所述的飞行器滑油箱，其特征在于，所述滑油箱盖组件包括滑油箱上盖(1)和滑油箱密封盖(4)；所述滑油箱密封盖(4)密封连接在滑油箱上盖(1)的上部；所述滑油箱进油单元(7)设置在所述滑油箱上盖(1)周边。

7.根据权利要求6所述的飞行器滑油箱，其特征在于，还包括调压组件，所述调压组件设置在所述滑油箱上盖(1)周边；所述调压组件包括稳压阀(3)和安全阀(2)。

8.根据权利要求7所述的飞行器滑油箱，其特征在于，所述稳压阀(3)和安全阀(2)设置在所述滑油箱上盖(1)周边且位于2个所述滑油箱进油单元(7)之间的同一间隔内。

9.根据权利要求8所述的飞行器滑油箱，其特征在于，所述安全阀(2)的开启压力大于所述稳压阀(3)的开启压力。

10.根据权利要求1所述的飞行器滑油箱，其特征在于，还包括加热组件(14)。

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