CN117302527A - 一种多油箱飞行器引射输油装置及其供油方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及飞机燃油系统技术领域，特别是涉及一种多油箱飞行器引射输油装置及其供油方法，包括供油箱、主油箱、左前油箱、左后油箱、右前油箱、右后油箱、三个引射泵以及一个燃油增压泵；引射泵分别设置在左后油箱、右后油箱以及主油箱内，通过燃油增压泵为引射泵提供动压源，将燃油分别从左前油箱、左后油箱、右前油箱和右后油箱内输送至主油箱；燃油增压泵的进油端口被分流成第一供油管和第二供油管，第一供油管和第二供油管在供油箱内的端口呈一高一低设置；燃油增压泵的出油端口通过主供油管与左发动机、右发动机相连。通过本输油装置及其供油方法，能有效解决制造成本高、系统设置复杂和可靠性低的问题。

Description

一种多油箱飞行器引射输油装置及其供油方法

技术领域

本发明涉及飞机燃油系统技术领域，特别是涉及一种多油箱飞行器引射输油装置及其供油方法。

背景技术

燃油系统是飞行器系统的重要组成部分，主要功能是按规范规定的燃油压力和流量向发动机和辅助动力装置连续可靠地供油，同时维持飞行器重心在一定的范围内。燃油系统一般由燃油箱、供输油装置、加放油装置、通气装置、测量装置组成，其中供输油装置起核心作用，供输油装置又由供油单元和输油单元组成，输油单元对飞行器重心变化起决定性作用，输油单元主要由引射泵、油滤和管路组成，因此开展飞行器引射输油很有必要。

当前飞行器为增加航时航程，对燃油箱装载燃油量需求增加，为此飞行器需要设计多个燃油箱。这就导致燃油箱形状复杂，燃油箱多，一般在6个以上，分布范围广，在机身范围跨度大，并且满油状态下燃油的重量占全机总重量的比例约50%~60%，燃油消耗导致的重量重心会带来较大的飞机重心变化，给飞行器的控制带来极大的难度和挑战。为实现飞行器燃油重量重心控制，需采取一定的方式将燃油可靠的在各油箱之间按一定的耗油顺序传输，在飞行器燃油系统研制中，需要开展多油箱引射输油技术研究。

飞行器燃油箱输油系统中，油箱通常由供油箱、主油箱以及在主油箱两侧并列设置的多个输油箱组成。供油时，通过引射泵将燃油由外侧输油箱移送至内侧主油箱并最终移送至供油箱中，供油箱再通过燃油增压泵将燃油输送给发动机，往往存在结构复杂，重量代价大等问题，影响输油稳定性和飞机安全性能。

现有技术中，提出了公开号为CN104986343A，公开日为2015年10月21日的中国发明专利文件，该专利文献所公开的技术方案如下：一种油箱内供输油系统。油箱内供输油系统中，集油箱内供油泵的出油端口分流为第一出油管路和第二出油管路，另外，所有射流泵的动流入口均连接至第二出油管路，使得供油泵作为射流泵的引射动流源，控制射流泵将输油箱中的燃油泵入集油箱中，再通过供油泵的第一出油管路将燃油输送至发动机。

上述技术方案在实际使用过程中，会出现以下问题：

该技术方案在油箱内共安装了4个供油泵，增加了余度，同时增加了飞行器成本，系统复杂度也随之增加；并且存在另一个致命缺点，当飞行器装配多个发动机时，有一侧供油泵失效后，剩下的供油泵将以原来一倍以上的功率工作才能维持引射泵正常工作压力，这样就导致供油泵在设计时留有很大余度，严重增加成本。

发明内容

为解决上述技术问题，本发明提出了一种多油箱飞行器引射输油装置及其供油方法，能有效解决制造成本高、系统设置复杂和可靠性低的问题。

本发明是通过采用下述技术方案实现的：

一种多油箱飞行器引射输油装置，包括供油箱、主油箱、左前油箱、左后油箱、右前油箱、右后油箱、三个引射泵以及一个燃油增压泵；所述左前油箱和左后油箱之间、右前油箱和右后油箱之间分别通过第一输油管连通；所述燃油增压泵的进油端口被分流成第一供油管和第二供油管，所述第一供油管和第二供油管在供油箱内的端口呈一高一低设置；所述燃油增压泵的出油端口分流为主供油管以及第一控制压力管，所述主供油管的出口分别与左发动机、右发动机相连；所述引射泵分别设置在左后油箱、右后油箱以及主油箱内，所述引射泵的动流入口分别通过第二控制压力管与第一控制压力管连通，所述左后油箱和右后油箱中的引射泵的出油端口通过第二输油管与主油箱相连，所述主油箱中的引射泵的出油端口通过引射供油管与供油箱相连。

所述主油箱包括彼此连通的第一油箱、第二油箱和第三油箱，所述第一油箱和第三油箱分别位于第二油箱两端；所述左前油箱以及左后油箱分别位于第一油箱的两侧；所述第一油箱和第三油箱、左前油箱和右前油箱、左后油箱和右后油箱分别沿第二油箱的中轴线呈对称设置；所述第一油箱、第二油箱和第三油箱围合形成有用于放置供油箱的空腔，所述供油箱的外表面与第一油箱的外表面位于同一竖直平面内。

所述左前油箱、左后油箱以及第一油箱的内侧位于同一竖直平面内，所述第一油箱的外表面和第二油箱的外表面位于同一竖直平面内。

所述第一控制压力管还与大气相连。

所述左后油箱和右后油箱中的引射泵的引射总净流量保证设计指标要求，所述主油箱中的引射泵的引射净流量保证设计指标要求。

所述左发动机以及右发动机在燃油增压泵失效情况下具有自吸功能。

所述第二油箱上还设有用于连通大气的U形通气管。

一种多油箱飞行器引射输油装置的供油方法，包括以下步骤：

将左前油箱以及左后油箱连通，将右前油箱和右后油箱连通，左前油箱、左后油箱、右前油箱、右后油箱同步输油至主油箱内，直至油尽；

所述主油箱输油至供油箱内，直至油尽；

供油箱为左发动机、右发动机供油。

所述同步输油至主油箱内具体指：通过分别控制左后油箱和右后油箱内的引射泵实现同步输油。

与现有技术相比，本发明的有益效果表现在：

1、本发明中，通过引射输油装置来解决重量重心控制难题。该结构简单，只需要1个燃油增压泵以及3个引射泵，制造成本低，系统设置简单，可靠性高。左发动机和右发动机都通过同一个燃油增压泵进行供油，能够解决配备多个发动机飞行器燃油消耗导致的重量重心会带来较大的飞机重心变化和油箱增重的问题。

3个引射泵之间的相互匹配，使得供油流量和输油流量之间能很好的匹配，进一步的，燃油增压泵和引射泵之间也能实现良好的匹配。

所述第一供油管和第二供油管在供油箱内的端口呈一高一低设置，使能满足飞机不同飞行姿态及倒飞需求。

2、该供油箱、主油箱、左前油箱、左后油箱、右前油箱和右后油箱之间的位置布置关系，使得燃油消耗导致的重量对飞机重心变化影响较小，使能实现可靠输油及重心可控。

左前油箱和左后油箱之间、右前油箱和右后油箱之间的供油无需动力，可以依靠连通管原理实现输油贯通，使得左前油箱和左后油箱之间、右前油箱和右后油箱之间始终保持油量的均衡。

3、所述左前油箱、左后油箱以及第一油箱的内侧位于同一竖直平面内，所述第一油箱的外表面和第二油箱的外表面位于同一竖直平面内，第一油箱的另一外表面和供油箱位于同一竖直平面内，便于更好的控制燃油消耗时的重心。

4、所述第一控制压力管还与大气相连，能保证加油过程中多余空气能够排出，避免飞机油箱因压力过高而破损。

5、所述左后油箱和右后油箱中的引射泵的引射总净流量保证设计指标要求，所述主油箱中的引射泵的引射净流量保证设计指标要求，使能满足发动机最大燃油流量要求。

6、针对只有1个燃油增加泵，采用的左发动机和右发动机在一定高度具备自吸能力，可在燃油增加泵失效情况下进行替代，具备一定的余度设计。

7、所述第二油箱上还设有用于连通大气的U形通气管，便于更好的使供油箱、主油箱的压力保持在稳定范围内。

8、通过引射泵输油实现左前油箱、左后油箱、右前油箱以及右后油箱的同步输油，控制简单，也便于更好的控制重心。

附图说明

下面将结合说明书附图和具体实施方式对本发明作进一步的详细说明，其中：

图1为本发明的结构示意图；

图2为本发明中各油箱在平面方向的分布示意图；

图3为本发明中各油箱在侧面方向的分布示意图；

图中标记：

1、供油箱，2、主油箱，3、左前油箱，4、左后油箱，5、右前油箱，6、右后油箱，7、燃油增压泵，8、引射泵，9、第一输油管，10、第一供油管，11、第二供油管，12、主供油管，13、第一控制压力管，14、左发动机，15、右发动机，16、第二控制压力管，17、第二输油管，18、引射供油管，19、U形通气管。

具体实施方式

实施例1

作为本发明基本实施方式，本发明包括一种多油箱飞行器引射输油装置，包括供油箱1、主油箱2、左前油箱3、左后油箱4、右前油箱5、右后油箱6、一个燃油增压泵7和三个引射泵8。所述左前油箱3和左后油箱4之间、右前油箱5和右后油箱6之间分别通过第一输油管9连通。所述燃油增压泵7的进油端口被分流成第一供油管10和第二供油管11，所述第一供油管10和第二供油管11在供油箱1内的端口呈一高一低设置。所述燃油增压泵7的出油端口分流为主供油管12以及第一控制压力管13，所述主供油管12的出口分别与左发动机14、右发动机15相连。左发动机14、右发动机15都通过同一个燃油增压泵7进行供油，能够解决飞行器燃油消耗导致的重量重心会带来较大的飞机重心变化和油箱增重的问题。

所述引射泵8的数量为三个，分别设置在左后油箱4、右后油箱6以及主油箱2内。所述引射泵8的动流入口分别通过第二控制压力管16与第一控制压力管13连通，所述左后油箱4和右后油箱6中的引射泵8的出油端口通过第二输油管17与主油箱2相连，所述主油箱2中的引射泵8的出油端口通过引射供油管18与供油箱1相连。

本实施例中，只需要一个燃油增压泵7，三个引射泵8，结构简单，制造成本低，系统设置简单，可靠性高。

实施例2

作为本发明一较佳实施方式，本发明包括一种多油箱飞行器引射输油装置，包括供油箱1、主油箱2、左前油箱3、左后油箱4、右前油箱5、右后油箱6、一个燃油增压泵7和三个引射泵8。

所述主油箱2包括彼此连通的第一油箱、第二油箱和第三油箱，所述第一油箱和第三油箱分别位于第二油箱两端。所述左前油箱3以及左后油箱4分别位于第一油箱的两侧。所述第一油箱和第三油箱、左前油箱3和右前油箱5、左后油箱4和右后油箱6分别沿第二油箱的中轴线呈对称设置。所述第一油箱、第二油箱和第三油箱围合形成有用于放置供油箱1的空腔，所述供油箱1的外表面与第一油箱的外表面位于同一竖直平面内。

所述左前油箱3和左后油箱4之间、右前油箱5和右后油箱6之间分别通过第一输油管9连通。所述燃油增压泵7的进油端口被分流成第一供油管10和第二供油管11，所述第一供油管10和第二供油管11在供油箱1内的端口呈一高一低设置。所述燃油增压泵7的出油端口分流为主供油管12以及第一控制压力管13，所述主供油管12的出口分别与左发动机14、右发动机15相连，所述第一控制压力管13还与大气相连。

所述引射泵8分别设置在左后油箱4、右后油箱6以及主油箱2内，所述引射泵8的动流入口分别通过第二控制压力管16与第一控制压力管13连通，所述左后油箱4和右后油箱6中的引射泵8的出油端口通过第二输油管17与主油箱2相连，所述主油箱2中的引射泵8的出油端口通过引射供油管18与供油箱1相连。

实施例3

作为本发明另一较佳实施方式，本发明包括一种多油箱飞行器引射输油装置，包括供油箱1、主油箱2、左前油箱3、左后油箱4、右前油箱5、右后油箱6、一个燃油增压泵7和三个引射泵8。所述左前油箱3和左后油箱4之间、右前油箱5和右后油箱6之间分别通过第一输油管9连通。所述燃油增压泵7的进油端口被分流成第一供油管10和第二供油管11，所述第一供油管10和第二供油管11在供油箱1内的端口呈一高一低设置。所述燃油增压泵7的出油端口分流为主供油管12以及第一控制压力管13，所述主供油管12的出口分别与左发动机14、右发动机15相连。

所述引射泵8分别设置在左后油箱4、右后油箱6以及主油箱2内，所述引射泵8的动流入口分别通过第二控制压力管16与第一控制压力管13连通，所述左后油箱4和右后油箱6中的引射泵8的出油端口通过第二输油管17与主油箱2相连，所述主油箱2中的引射泵8的出油端口通过引射供油管18与供油箱1相连。

其中，所述左后油箱4和右后油箱6中的引射泵8的引射总净流量保证设计指标要求，所述主油箱2中的引射泵8的引射净流量保证设计指标要求。

实施例4

作为本发明最佳实施方式，参照说明书附图1和说明书附图2，本发明包括一种多油箱飞行器引射输油装置，包括供油箱1、主油箱2、左前油箱3、左后油箱4、右前油箱5、右后油箱6、一个燃油增压泵7和三个引射泵8。

其中，所述主油箱2包括彼此连通的第一油箱、第二油箱和第三油箱。所述第一油箱和第三油箱分别位于第二油箱两端。第一油箱、第二油箱和第三油箱之间无隔板，呈完全连通状。所述左前油箱3以及左后油箱4分别位于第一油箱的两侧，具体为前后两侧。所述第一油箱和第三油箱沿第二油箱的中轴线呈对称设置，左前油箱3和右前油箱5沿第二油箱的中轴线呈对称设置，并且左后油箱4和右后油箱6也沿第二油箱的中轴线呈对称设置。

更为具体的，为了更好的平衡重心，所述第一油箱、第二油箱和第三油箱靠前侧的外表面位于同一竖直平面内，而第二油箱的宽度小于第一油箱的宽度，使得所述第一油箱、第二油箱和第三油箱围合形成一个类似于U形的空腔，所述供油箱1放置在该空腔内，使得所述供油箱1的三个外表面分别与第一油箱、第二油箱和第三油箱相连或相贴，而第一油箱、供油箱1和第三油箱靠后侧的外表面位于同一竖直平面内。进一步的，所述左前油箱3、左后油箱4以及第一油箱的内侧即靠近第二油箱的一侧位于同一竖直平面内。

参照说明书附图3，为了更好的将上述油箱布置在飞机上，且降低重量变化对重心的影响，所述第二油箱和供油箱1的上表面低于其余油箱的上表面，并且，所述第一油箱、第三油箱、左前油箱3、左后油箱4、右前油箱5以及右后油箱6的上表面呈倾斜状，使得其高度从内侧到外侧逐渐降低。其中，所述内侧指靠近第二油箱的一侧。

左前油箱3和左后油箱4之间、右前油箱5和右后油箱6之间分别通过位于底部的第一输油管9连通，第一输油管9上无动力，可以通过连通管原理实现输油贯通，使得左前油箱3内的燃油能输送至左后油箱4，右前油箱5内的燃油能输送至右后油箱6，并且使得左前油箱3和左后油箱4中的液面始终保持一致，右前油箱5和右后油箱6中的液面也始终保持一致。

为了使供油箱1、主油箱2的压力保持在稳定范围内，在所述供油箱1、主油箱2上还设有通气管，为了避免供油箱1、主油箱2内的燃油倒流，所述通气管可以为U形通气管19。

所述燃油增压泵7的进油端口被分流成第一供油管10和第二供油管11，所述第一供油管10和第二供油管11在供油箱1内的端口呈一高一低设置，使能满足飞机不同飞行姿态及倒飞需求。所述燃油增压泵7的出油端口分流为主供油管12以及第一控制压力管13，所述主供油管12的出口分别与左发动机14、右发动机15相连，用于将供油箱1内燃油通过供给左发动机14、右发动机15。所述第一控制压力管13还与大气相连，能保证加油过程中多余空气能够排出，避免飞机各油箱因压力过高而破损。

引射输油装置保证飞机在给定的飞行状态下不间断地、有效地向发动机供油，在输油顺序设计中，采用引射输油的方式。所述引射泵8分别设置在左后油箱4、右后油箱6以及主油箱2内，具体的，其中一个引射泵设置在第二油箱内。通过燃油增压泵7为引射泵8提供动压源，将燃油分别从左前油箱3、左后油箱4、右前油箱5和右后油箱6内输送至主油箱2。主油箱2内燃油通过安装在第二油箱前端底部的引射泵8输送至供油箱1，供油箱1内燃油通过主供油管12供给左发动机14、右发动机15。其中从左前油箱3、左后油箱4、右前油箱5和右后油箱6内输送至主油箱2的两台引射泵8引射总净流量保证设计指标要求，具体可以为引射总净流量Q≥700L/h，从主油箱2输送至供油箱1的引射泵8引射净流量保证设计指标要求，具体可以为引射净流量Q≥700L/h，以满足发动机最大燃油流量要求。

具体的，所述引射泵8的动流入口分别通过第二控制压力管16与第一控制压力管13连通，所述左后油箱4和右后油箱6中的引射泵8的出油端口通过第二输油管17与主油箱2相连，所述第二油箱中的引射泵8的出油端口通过引射供油管18与供油箱1相连。

进一步的，左发动机14、右发动机15内部增压泵在高度较低时自吸压力能满足需求，故在燃油增压泵7失效情况下具有自吸功能，飞行器通过应急处置程序降到一定高度能够恢复正常压力供油，弥补了燃油增压泵7失效的余度设置。

一种多油箱飞行器引射输油装置的供油方法，包括以下步骤：

将左前油箱3以及左后油箱4连通，将右前油箱5和右后油箱6连通，左前油箱3、左后油箱4、右前油箱5、右后油箱6同步输油至主油箱2内，直至油尽。其中，同步输油至主油箱2内具体指：通过分别控制左后油箱4和右后油箱6内的引射泵8实现两者同步输油。

所述主油箱2输油至供油箱1内，直至油尽。

供油箱1为左发动机14或/和右发动机15供油，直至油尽。

综上所述，本领域的普通技术人员阅读本发明文件后，根据本发明的技术方案和技术构思无需创造性脑力劳动而作出的其他各种相应的变换方案，均属于本发明所保护的范围。

Claims (9)

1.一种多油箱飞行器引射输油装置，其特征在于：包括供油箱（1）、主油箱（2）、左前油箱（3）、左后油箱（4）、右前油箱（5）、右后油箱（6）、三个引射泵（8）以及一个燃油增压泵（7）；所述左前油箱（3）和左后油箱（4）之间、右前油箱（5）和右后油箱（6）之间分别通过第一输油管（9）连通；所述燃油增压泵（7）的进油端口被分流成第一供油管（10）和第二供油管（11），所述第一供油管（10）和第二供油管（11）在供油箱（1）内的端口呈一高一低设置；所述燃油增压泵（7）的出油端口分流为主供油管（12）以及第一控制压力管（13），所述主供油管（12）的出口分别与左发动机（14）、右发动机（15）相连；所述引射泵（8）分别设置在左后油箱（4）、右后油箱（6）以及主油箱（2）内，所述引射泵（8）的动流入口分别通过第二控制压力管（16）与第一控制压力管（13）连通，所述左后油箱（4）和右后油箱（6）中的引射泵（8）的出油端口通过第二输油管（17）与主油箱（2）相连，所述主油箱（2）中的引射泵（8）的出油端口通过引射供油管（18）与供油箱（1）相连。

2.根据权利要求1所述的一种多油箱飞行器引射输油装置，其特征在于：所述主油箱（2）包括彼此连通的第一油箱、第二油箱和第三油箱，所述第一油箱和第三油箱分别位于第二油箱两端；所述左前油箱（3）以及左后油箱（4）分别位于第一油箱的两侧；所述第一油箱和第三油箱、左前油箱（3）和右前油箱（5）、左后油箱（4）和右后油箱（6）分别沿第二油箱的中轴线呈对称设置；所述第一油箱、第二油箱和第三油箱围合形成有用于放置供油箱（1）的空腔，所述供油箱（1）的外表面与第一油箱的外表面位于同一竖直平面内。

3.根据权利要求2所述的一种多油箱飞行器引射输油装置，其特征在于：所述左前油箱（3）、左后油箱（4）以及第一油箱的内侧位于同一竖直平面内，所述第一油箱的外表面和第二油箱的外表面位于同一竖直平面内。

4.根据权利要求2所述的一种多油箱飞行器引射输油装置，其特征在于：所述第一控制压力管（13）还与大气相连。

5.根据权利要求2所述的一种多油箱飞行器引射输油装置，其特征在于：所述左后油箱（4）和右后油箱（6）中的引射泵（8）的引射总净流量保证设计指标要求，所述主油箱（2）中的引射泵（8）的引射净流量保证设计指标要求。

6.根据权利要求2所述的一种多油箱飞行器引射输油装置，其特征在于：所述左发动机（14）以及右发动机（15）在燃油增压泵（7）失效情况下具有自吸功能。

7.根据权利要求2所述的一种多油箱飞行器引射输油装置，其特征在于：所述第二油箱上还设有用于连通大气的U形通气管（19）。

8.根据权利要求1~7中任一权利要求所述的一种多油箱飞行器引射输油装置的供油方法，其特征在于：包括以下步骤：

将左前油箱（3）以及左后油箱（4）连通，将右前油箱（5）和右后油箱（6）连通，左前油箱（3）、左后油箱（4）、右前油箱（5）、右后油箱（6）同步输油至主油箱（2）内，直至油尽；

所述主油箱（2）输油至供油箱（1）内，直至油尽；

供油箱（1）为左发动机（14）、右发动机（15）供油。

9.根据权利要求8所述的一种多油箱飞行器引射输油装置的供油方法，其特征在于：所述同步输油至主油箱（2）内具体指：通过分别控制左后油箱（4）和右后油箱（6）内的引射泵（8）实现同步输油。