CN203865007U - 一种空中受油机 - Google Patents

Abstract

本实用新型涉及空中加油设备领域，尤其涉及一种空中受油机。空中受油机，包括可收缩的燃油管道机构以及用于驱动所述燃油管道机构伸缩的液压驱动机构，所述液压驱动机构包括双螺旋旋转液压缸以及摇臂杆，所述双螺旋旋转液压缸可通过其内活塞杆的旋转带动所述摇臂杆的摆动，进而驱动所述燃油管道机构的伸缩。该空中受油机使用旋转缸驱动方式，可以达到很高的工作压力，实现了空中加油装置的高压小型化；输油管路仅完成低压燃油的输送，不承担驱动，减薄了输油管路的管壁厚度，降低了空中受油机的重量。

Description

一种空中受油机

技术领域

本实用新型涉及空中加油设备领域，尤其涉及一种空中受油机。

背景技术

我国幅员辽阔，同时一些预定战场也远离祖国大陆，由于现代作战飞机的造价日益昂贵，空军规模却在持续的下降之中，在这种情况下，特别是需要作战飞机具备远程机动作战能力，所以对于空中加油系统的要求更迫切。从目前的发展趋势来看，我国空军作战飞机隐身化和大型化的发展非常明显，相应的由于攻防兼备战略的提出，我国空军的作战半径也越来越大，因此对于空中加油机的要求也越来越高。

空中受油机是空中加油机的一部分，用于在空中对飞机的燃料油进行补充。受油装置含可伸缩和偏摆的受油头，燃油由此进入受油管道，现行方案有很多管方式，主要分软管式加油机，和硬管式加油机。硬管式加油量大，有明显的优势，硬式空中加油系统的装备将会显着的提高我国空军的远程作战能力，是空中加油技术的发展方向。

现广泛使用的受油机，受油机构基本类似，承受载荷的是活动铰架结构，伸缩加油管的伸缩动力为液动，气动或电动。液动时，工作压力均较低，有的工作压力在1MPa以下，而飞机液压系统油源压力一般均在25MPa以上，所以，该种驱动方式不符合现代航空液压传动向高压小型化的发展趋势。

并且当燃油进入飞机燃油箱时，受油头必须承受对接时的冲击力，加油后或事故状态的脱离解锁力，飞行机中的空气阻力，该力最大的达到二吨以上。其受力方向也不确定。由此，要求受油机必须有足够的强度和刚度，保证加油的正常进行和断开。在满足强度、刚度，安全性的前提下，目前使用的受油装置均在65公斤以上，重量比较大。

针对以上问题，亟需要一种新的空中受油机，以解决现有技术中存在的液动时工作压力均较低，并且受油装置重量较大的问题。

实用新型内容

本实用新型的目的在于提供一种空中受油机，其使用旋转缸驱动方式，可以达到很高的工作压力，实现了空中加油装置的高压小型化；输油管路仅完成低压燃油的输送，不承担驱动，减薄了输油管路的管壁厚度，降低了空中受油机的重量。

为达此目的，本实用新型采用以下技术方案：

一种空中受油机，包括可收缩的燃油管道机构以及用于驱动所述燃油管道机构伸缩的液压驱动机构，所述液压驱动机构包括双螺旋旋转液压缸以及摇臂杆，所述双螺旋旋转液压缸可通过其内活塞杆的旋转带动所述摇臂杆的摆动，进而驱动所述燃油管道机构的伸缩。

作为优选，所述摇臂杆的下端设有支架，所述双螺旋旋转液压缸位于所述支架的一端。

作为优选，所述燃油管道机构包括可伸缩的输油管路以及连接于所述输油管路一端的受油接头，所述输油管路的另一端通过尾座与飞机燃油箱连通。

作为优选，所述受油接头为受油插座。

作为优选，所述受油插座与飞机外形蒙皮齐平。

作为优选，所述输油管路包括油管外套筒以及设于所述油管外套筒内的油管内套筒。

作为优选，所述活塞杆由活塞与空心螺杆通过螺纹连接组成。

作为优选，所述输油管路通过连接弯管与所述受油接头连通。

本实用新型的有益效果为：本实用新型提供一种空中受油机，由于用于驱动所述燃油管道机构伸缩的液压驱动机构包括双螺旋旋转液压缸以及摇臂杆，所述双螺旋旋转液压缸可以达到很高的工作压力，所以实现了空中加油装置的高压小型化。由于加油时，所述双螺旋旋转液压缸可通过其内活塞杆的旋转带动所述摇臂杆的摆动，进而驱动所述燃油管道机构的伸缩，摇臂杆用于承受外载，输油管路仅完成低压燃油的输送，不承担驱动，所以可以减薄输油管路的管壁厚度，降低了空中受油机的重量。

附图说明

图1是本实用新型提供的空中受油机处于外伸状态的结构示意图；

图2是本实用新型提供的空中受油机处于收缩状态的结构示意图。

其中：

1、双螺旋旋转液压缸；2、摇臂杆；3、输油管路；4、连接弯管；5、受油接头；6、尾座；

31、油管外套筒；32、油管内套筒。

具体实施方式

下面结合附图并通过具体实施方式来进一步说明本实用新型的技术方案。

图1是本实用新型提供的空中受油机处于外伸状态的结构示意图；图2是本实用新型提供的空中受油机处于收缩状态的结构示意图。如图1至图2所示，该空中受油机，包括可收缩的燃油管道机构以及用于驱动所述燃油管道机构伸缩的液压驱动机构，所述液压驱动机构包括双螺旋旋转液压缸1以及摇臂杆2，所述双螺旋旋转液压缸1可通过其内活塞杆的旋转带动所述摇臂杆2的摆动，进而驱动所述燃油管道机构的伸缩。

本申请中，由于用于驱动所述燃油管道机构伸缩的液压驱动机构包括双螺旋旋转液压缸1以及摇臂杆2，所述双螺旋旋转液压缸1可以达到很高的工作压力，所以实现了空中加油装置的高压小型化。

于本实施例中，所述燃油管道机构包括可伸缩的输油管路3以及连接于所述输油管路3一端的受油接头5，所述输油管路3的另一端设置有尾座6，所述输油管路3的另一端通过尾座6与飞机燃油箱连通。

于本实施例中，作为一种优选方案，所述输油管路3与所述受油接头5之间设置有连接弯管4，所述输油管路3通过连接弯管4与所述受油接头5连通。

以下结合空中加油过程来说明本申请所提供的空中受油机的其它有益效果。

受油机在加油过程中的动作顺序如下：

S1、双螺旋旋转液压缸1带动摇臂杆2驱动输油管路3外伸；

S2、加油管与受油接头5对接；

S3、燃料油从加油管通过受油接头5进入输油管路3；

S4、加油管与受油接头5分离脱开；

S5、双螺旋旋转液压缸1带动摇臂杆2驱动输油管路3回缩。

由结构及力学分析可知，在动作S2,S3,S4时，受油机受力较大，而动作S1,S5时受油机受力较小。

该方案中，关键件是摇臂杆2。它在不同的工作阶段承担不同功能。在输油管路3外伸和回缩阶段，即动作S1,S5阶段，其具有驱动功能，该动作时负载较轻；在加油管与受油接头5对接阶段，加油阶段和分离阶段，即S2,S3,S4阶段，其功能是承受外载，该阶段负载较重。而且受力情况和其他驱动方式时的受力情况相同。因为摇臂杆2是以重载为条件进行设计，所以摇臂杆2的结构及强度不必进行大的改动。仅考虑双螺旋旋转液压缸1设计，其中包括结构及强度设计。

于本实施例中，由于外伸动力来自摇臂杆2，通过缸上活塞杆的旋转带动摇臂杆2的摆动，进而驱动输油管路3的伸缩，实现输油管路外伸或回缩。因为输油管路3外伸起动时，摇臂杆2用于承受外载，所以摇臂杆2和双螺旋旋转液压缸1受力最大，输油管路3仅完成低压燃油的输送，不承担驱动，因此，可以减薄输油管路3的管壁厚度，降低了空中受油机的重量。设计时，仅需考虑该时强度是否满足要求。

于本实施例中，在满足强度、刚度，安全性的前提下，空中受油机的总重由原来的65公斤减至40公斤以下，约削重40%的重量。

于本实施例中，作为一种优选方案，所述摇臂杆2的下端设有用于支撑所述摇臂杆2的支架，所述双螺旋旋转液压缸1位于所述支架的一端。带动力源的摇臂杆2，取代了原支座，同时取代了原驱动装置。

该双螺旋旋转液压缸1为专用空中受油机设计，外形尺寸小，驱动力矩大，是液压缸中的最新产品，其余用大升角滑动螺旋副传动，精心选择的材料和精细加工，保证传动效率平衡，产品寿命长。双螺旋旋转液压缸1包括缸筒和位于钢桶内的活塞，所述活塞杆由活塞与空心螺杆通过螺纹连接组成。

于本实施例中，作为进一步的优选方案，所述受油接头5为受油插座。优选的，所述受油插座与飞机外形蒙皮齐平。

于本实施例中，作为进一步的优选方案，所述输油管路3包括油管外套筒31以及设于所述油管外套筒31内的油管内套筒32。所述油管外套筒31可以包裹全部的油管内套筒32，也可以包裹油管内套筒32的部分。

于本实施例中，原装置中的液压驱动的机械锁，也由微型液压缸取代。在原装置中，为径向钢球锁，在弹簧的驱动下，钢球稳定在锁位。用液压控制活塞进行解锁，该部分重量约为3000多克。而微型液压缸，为缸筒直径18毫米，活塞杆直径12毫米。每只重300克，须配两只，共重600克。

于本实施例中，双螺旋旋转液压缸1的流量大幅降低。原伸缩动作一次，耗油为944毫升；现伸缩动作一次，耗油为9毫升。降低流量100多倍。

于本实施例中，双螺旋旋转液压缸1的工作压力大幅提高。原工作压力为1MPa以下，现使用压力均为15MPa以上，飞机液压系统油源压力一般为25MPa，留10MPa以供事故处理。

硬式空中加油系统的受油机结构简单，只需要进行简单的更改，就可较容易地将现型普通飞机改造为空中受油机。改装投资少，见效快，特别是受油插座与飞机外形蒙皮齐平，对战机的气动特性、重量特性以及隐身能力等整体性能影响小，同时还可节省受油机的机内空间，不存在软式空中加油系统存在的增加阻力、噪声及增加飞机RCS的问题，同时飞机的受油速度增快，使空中加油时间大大缩短，这样就减少了加／受油机遭受攻击的机率，提高了加／受油机的战场生存力，特别是对先进战机和大型受油机加油时，由于需要受油的油量较多，硬式加油的优势更明显，特别是硬式空中加油技术对受油机的机动性要求不高，受油机驾驶员只需将飞机定位在指定的位置，由加油机的加油员将加油管与受油机的受油插座对接，实施加油，并对加油过程进行全程控制，因而大批受油机驾驶员不必增加专门的受油飞行训练，易使部队尽快形成战斗力。这应该是我国空军决定选择硬式空中加油系统的根本原因。

以上结合具体实施例描述了本实用新型的技术原理。这些描述只是为了解释本实用新型的原理，而不能以任何方式解释为对本实用新型保护范围的限制。基于此处的解释，本领域的技术人员不需要付出创造性的劳动即可联想到本实用新型的其它具体实施方式，这些方式都将落入本实用新型的保护范围之内。

Claims (8)

1.一种空中受油机，包括可收缩的燃油管道机构以及用于驱动所述燃油管道机构伸缩的液压驱动机构，其特征在于，所述液压驱动机构包括双螺旋旋转液压缸以及摇臂杆，所述双螺旋旋转液压缸可通过其内活塞杆的旋转带动所述摇臂杆的摆动，进而驱动所述燃油管道机构的伸缩。

2.根据权利要求1所述的空中受油机，其特征在于，所述摇臂杆的下端设有支架，所述双螺旋旋转液压缸位于所述支架的一端。

3.根据权利要求2所述的空中受油机，其特征在于，所述燃油管道机构包括可伸缩的输油管路以及连接于所述输油管路一端的受油接头，所述输油管路的另一端通过尾座与飞机燃油箱连通。

4.根据权利要求3所述的空中受油机，其特征在于，所述受油接头为受油插座。

5.根据权利要求4所述的空中受油机，其特征在于，所述受油插座与飞机外形蒙皮齐平。

6.根据权利要求5所述的空中受油机，其特征在于，所述输油管路包括油管外套筒以及设于所述油管外套筒内的油管内套筒。

7.根据权利要求1至6任一项所述的空中受油机，其特征在于，所述活塞杆由活塞与空心螺杆通过螺纹连接组成。

8.根据权利要求3所述的空中受油机，其特征在于，所述输油管路通过连接弯管与所述受油接头连通。