一种用于飞机加油的压力控制系统的制作方法
【专利摘要】本实用新型记载了一种用于飞机加油的压力控制系统，包括主阀、水击抑制向导阀、减压向导阀、紧急关闭向导阀以及球阀；主阀进口端分别与水击抑制向导阀进口端和减压向导阀的顶部相连通，主阀上腔分别与水击抑制向导阀出口端和减压向导阀进口端相连通，主阀上腔还通过球阀与紧急关闭向导阀进口端相连通；水击抑制向导阀出口端通过减压向导阀与主阀出口端相连通，紧急关闭向导阀直接与主阀出口端相连通。由于采用了上述技术，本实用新型具备了故障自我保护功能、控制压力精度高、正反向水击抑制以及紧急快速关闭等优点。
【专利说明】
一种用于飞机加油的压力控制系统
技术领域
[0001]本实用新型涉及油压控制技术领域，尤其涉及一种用于飞机加油的压力控制系统。
【背景技术】
[0002]无论是对于现代军用或者民用飞机，都对飞机的加油安全要求十分严格。如何在绝对安全地情况下更短时间内完成定量加油成为加油设备的技战指标或者经济指标。因而对飞机加油设备的要求更为严苛:大管线，大流量，稳定加油压力，水击控制，紧急关停截断等等。国内的加油设备在大流量下的水击控制功能十分微小，无法满足实际需要。因此现有的民航大流量加油设备几乎全是进口。新式的加油设备从结构设计上满足加油设备对大流量加油的稳压控制，水击抑制，快速关闭功能。
[0003]随着现代化大飞机载重量及续航航程的不断加大，对飞机要求具有更大加油量的同时要求加油时间更短，因此要求飞机的加油装置流量大、快速、高效、安全。
[0004]需要满足上述要求就需要实现稳定的短时间大流量下仍具有故障自我保护功能、稳定的加油压力、管网系统与飞机之间的正反向水击抑制、意外发生时紧急截断油料让损失减小到最小的油料加注基本要求，就很有必要对加油装备关键零部件进行研制，以提升飞机加油装备的整体保障效能，更好适应加油装备对大发展的要求。
[0005]目前，国内主要有轴流式DN50、65、80mm的在线压力应急控制阀ANSOmm的最大加油流量为1200L/min，其不具有正反向水击抑制功能，同时加油紧急关闭控制功能必须借助外接压缩空气动力源或者电动开关控制，而国内民航机场设施主要采用进口设备。
[0006]如根据大飞机的匹配需求为DN80mm(加油最大流量为1800L/min)、DN100mm(加油最大流量为2600L/min)或者DN150mm(加油最大流量为4500L/min)的大流量管线加油，则国内现有设备根本无法满足。
[0007]同时相对于昂贵的飞机来说，加油装置完善的故障自我保护功能防止误操作就更为重要，而一般的现有设备并不具备此功能。
【实用新型内容】
[0008]为了解决上述问题，本实用新型提供一种用于飞机加油的压力控制系统，可以实现加油压力稳压控制、水击压力正反向自动抑制、加油紧急关闭控制等功能，主要配套安装于外场固定管道设施及飞机移动加油装备的加油系统末端，是机场管道加油系统停机棚管道加油口、滑行道飞机加油口以及移动加油装置等的控制设备。
[0009 ]上述的一种用于飞机加油的压力控制系统，包括主阀、水击抑制向导阀、减压向导阀、紧急关闭向导阀以及球阀；所述主阀包括主阀进口端、主阀出口端、主阀上腔以及运动组件，所述水击抑制向导阀包括水击抑制向导阀进口端、水击抑制向导阀出口端、阀瓣、第一膜片、第一压缩弹簧以及中腔，所述减压向导阀包括减压向导阀进口端、减压向导阀出口端、第二膜片以及第二压缩弹簧；
[0010]所述主阀进口端分别与水击抑制向导阀进口端和减压向导阀的顶部相连通，所述主阀上腔分别与水击抑制向导阀出口端和减压向导阀进口端相连通，所述主阀上腔还通过球阀与紧急关闭向导阀进口端相连通;所述水击抑制向导阀出口端通过减压向导阀与主阀出口端相连通，所述紧急关闭向导阀直接与主阀出口端相连通。
[0011 ] 上述系统中，所述球阀为手动球阀。
[0012]上述系统中，所述运动组件包括运动主体、隔离膜以及弹簧。
[0013]上述系统中，所述运动主体下端设置有缓冲橡胶。
[0014]上述系统中，所述第一膜片和第二膜片均为橡胶膜片。
[0015]上述系统中，所述第一压缩弹簧位于水击抑制向导阀的顶部。
[0016]上述系统中，所述第二压缩弹簧位于减压向导阀的顶部。
[0017]本实用新型的优点和有益效果在于:本实用新型提供了一种用于飞机加油的压力控制系统，具备了以下优点:
[0018]1、故障自我保护功能；
[0019]2、控制压力精度高:出口压力3.0±0.30Kgf/cm2;
[0020]3、正反向水击抑制:前端进口端的水击不会导致主阀后端压力急剧升高，后端出口端的水击不会导致主阀前端的压力急剧升高；
[0021]4、紧急快速关闭:安全员在紧急状况下(可达I秒以内)关闭主阀，截断油流，避免造成更大的损失。
【附图说明】
[0022]为了更清楚地说明本实用新型实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本实用新型的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
[0023]图1是本实用新型中压力控制系统的结构示意图；
[0024]图2是本实用新型中主阀的结构示意图；
[0025]图3是本实用新型中水击抑制向导阀的结构示意图；
[0026]图4是本实用新型中减压向导阀的结构示意图。
【具体实施方式】
[0027]下面结合附图和实施例，对本实用新型的【具体实施方式】作进一步描述。以下实施例仅用于更加清楚地说明本实用新型的技术方案，而不能以此来限制本实用新型的保护范围。
[0028]如图1所示，本实用新型记载了一种用于飞机加油的压力控制系统，包括主阀1、水击抑制向导阀2、减压向导阀3、紧急关闭向导阀4以及球阀5。
[0029]如图2所示，主阀I包括主阀进口端11、主阀出口端12、主阀上腔13以及运动组件14，实际工作中，主阀I的打开力(向上合力)为:
[0030]F进一F座=P进X S膜一P进X S座=P进X (S膜一S座)
[0031 ]其中，F进为主阀进口端11推动运动组件14向上的力，F座为主阀I的阀座处推动运动组件14向下的力，P进为主阀进口端11的压力，Sii为主阀I的膜片面积，S座为主阀I的阀座面积。
[0032]同时，主阀I关闭力(向下力)为:
[0033]Fii=PiiX S膜
[0034]其中，F上为主阀上腔13推动运动组件14向下的力，P上为主阀上腔13的压力;且上腔受压面积S膜是进口端阀座面积S座的2倍，即S—S座=2。
[0035]举例说明:将P进=1Kgf/cm2带入公式:
[0036]1、当F上=F进一F座，贝Ij可以计算出P上=5Kgf/cm2，此时主阀I处于稳定平衡状态；
[0037]2、当F上>Rs—F座，则可以计算出Pi:> 5Kgf/cm2，此时主阀I处于关闭状态；
[0038]3、当F上<Rs—F座，则可以计算Pi:< 5Kgf/cm2，此时主阀I处于打开状态。
[0039]对于一个系统来说，前端管网提供的压力P进在一个时间段内基本上处于一种较为稳定的状态，即假设P进在一个时间段内为一定值，则F进也为一个定值，如果要实现主阀I的平衡、关闭或打开等功能，则只需要改变上腔受力F上的大小，而Fh的大小改变只是随着P上的改变而改变。因此，要实现主阀I的平衡、关闭或打开等功能，就只是需要通过控制元件来改变Ph的大小。这就是先导式水力控制阀的最基本工作原理，换言之:先导式水力控制阀就是通过安装在主阀上腔13的向导阀来控制主阀上腔13的压力，从来达到控制主阀I的平衡、关闭以及打开等工作状态。
[0040]此外，在民用水力阀的使用中，主阀I均为正向流动使用，如果主阀I的膜片破损时，主阀上腔13与主阀出口端12直接连通，此时主阀I处于常开状态而无法实现控制功能。而对于飞机加油来说，故障自我保护避免误操作就尤为重要，因此将主阀I反向使用，当其膜片破损时，主阀上腔13与主阀进口端11相连通，此时主阀进口端11的高压力将主阀阀瓣推向阀座，完全关闭主阀I，从而截断燃油流向后端的出口，达到避免造成更大损失的目的。[0041 ]如图3所示，本实用新型中的水击抑制向导阀2包括水击抑制向导阀进口端21、水击抑制向导阀出口端22、阀瓣23、第一膜片24、第一压缩弹簧25以及中腔26;其中，水击抑制向导阀进口端21与主阀进口端11相连通，中腔26与主阀出口端12相连通，使得水击抑制向导阀进口端21的压力向上作用在阀瓣23上，而水击抑制向导阀出口端22的压力向上作用在膜片下侧，且第一压缩弹簧25的弹力向下作用在膜片的上侧。
[0042]当F进+F^>F弹时:水击抑制向导阀2处于打开状态；
[0043]当F进+F^<F弹时:水击抑制向导阀2处于关闭状态。
[0044]如图4所示，本实用新型中的减压向导阀3包括减压向导阀进口端31、减压向导阀出口端32、第二膜片33以及第二压缩弹簧34;其中，减压向导阀进口端31与主阀上腔13相连通，减压向导阀出口端32与主阀出口端12相连通;且减压向导阀出口端32的压力向上作用在膜片下侧，第二压缩弹簧34的弹力向下作用在膜片的上侧。
[0045]当F出〉F弹时:减压向导阀3的开度减小；
[0046]当Fa<F弹时:减压向导阀3的开度增大；
[0047]当F出=F弹时:减压向导阀3的开度保持不变。
[0048]进一步的，紧急关闭向导阀4的工作原理为:球阀5手动关闭时，主阀上腔13的流量为只进不出，此时主阀上腔13的压力与主阀进口端11的压力一致，从而实现主阀I的关闭状
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[0049]本实用新型中压力控制系统的故障自我保护功能、水击抑制功能、减压稳压功能以及应急关闭功能的工作原理如下:
[0050]一、故障自我保护功能:
[0051](I)、当减压向导阀3的膜片破裂时，减压向导阀3打开，下游压力升高到水击抑制向导阀2的设定值，导致水击抑制向导阀2打开，使得前端压力进入主阀上腔13，此时主阀I关闭，从而切断油流；
[0052](2)、当减压向导阀3的弹簧断裂或失效时，减压向导阀3关闭，使得主阀I关闭，从而切断油流；
[0053](3)、当水击抑制向导阀2的膜片破裂时，水击抑制向导阀2打开，前端压力进入主阀上腔13，主阀I关闭，从而切断油流；
[0054](4)、当水击抑制向导阀2的弹簧断裂或失效时，水击抑制向导阀2打开，前端压力进入主阀上腔13，主阀I关闭，从而切断油流；
[0055](5)、当主阀I的膜片破裂时，前端压力直接作用在主阀I的主阀阀瓣上，主阀I关闭，从而切断油流。
[0056]二、水击抑制功能:
[0057 ]当前后端水击压力大于水击抑制向导阀2所设定的上限关闭压力时，水击抑制向导阀2打开，使得水击抑制向导阀进口端21的压力进入主阀上腔13，导致主阀I的开度减小或者关闭，从而抑制水击通过阀座。
[0058]三、减压稳压功能:
[0059](I)、当主阀I的前端压力升高或者后端压力升高时，减压向导阀3的打开开度减小，使得主阀上腔13的压力升高，主阀I的开度减小，后端压力减小到设定值；
[0060](2)、当主阀I的前端压力降低或后端压力降低时，减压向导阀3的打开开度增加，使得主阀上腔13的压力减小，主阀I开度增加，后端压力升高到设定值。
[0061 ]四、应急关闭功能:
[0062]当人为将球阀5关闭时，主阀上腔13无流量流出，使得主阀上腔13的压力很快升高到与主阀进口端11 一致，导致主阀I快速关闭。
[0063]综上所述，本实用新型中压力控制系统的结构关系为:主阀进口端11分别与水击抑制向导阀进口端21和减压向导阀3的顶部相连通，主阀上腔13分别与水击抑制向导阀出口端22和减压向导阀进口端31相连通，主阀上腔13还通过球阀5与紧急关闭向导阀4的进口端相连通;水击抑制向导阀出口端22通过减压向导阀3与主阀出口端12相连通，紧急关闭向导阀4直接与主阀出口端12相连通。
[0064]优选的，上述的球阀5为手动球阀，且运动组件14包括运动主体、隔离膜以及弹簧，同时在运动主体下端设置有缓冲橡胶；而第一膜片24和第二膜片33均为橡胶膜片，且第一压缩弹簧25和第二压缩弹簧34分别位于水击抑制向导阀2的顶部和减压向导阀3的顶部。
[0065]以上所述仅为本实用新型的较佳实施例而已，并不用以限制本实用新型，凡在本实用新型的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本实用新型的保护范围之内。
【主权项】
1.一种用于飞机加油的压力控制系统，其特征在于，包括主阀、水击抑制向导阀、减压向导阀、紧急关闭向导阀以及球阀；所述主阀包括主阀进口端、主阀出口端、主阀上腔以及运动组件，所述水击抑制向导阀包括水击抑制向导阀进口端、水击抑制向导阀出口端、阀瓣、第一膜片、第一压缩弹簧以及中腔，所述减压向导阀包括减压向导阀进口端、减压向导阀出口端、第二膜片以及第二压缩弹簧； 所述主阀进口端分别与水击抑制向导阀进口端和减压向导阀的顶部相连通，所述主阀上腔分别与水击抑制向导阀出口端和减压向导阀进口端相连通，所述主阀上腔还通过球阀与紧急关闭向导阀进口端相连通;所述水击抑制向导阀出口端通过减压向导阀与主阀出口端相连通，所述紧急关闭向导阀直接与主阀出口端相连通。2.如权利要求1所述的一种用于飞机加油的压力控制系统，其特征在于，所述球阀为手动球阀。3.如权利要求1所述的一种用于飞机加油的压力控制系统，其特征在于，所述运动组件包括运动主体、隔离膜以及弹簧。4.如权利要求3所述的一种用于飞机加油的压力控制系统，其特征在于，所述运动主体下端设置有缓冲橡胶。5.如权利要求1所述的一种用于飞机加油的压力控制系统，其特征在于，所述第一膜片和第二膜片均为橡胶膜片。6.如权利要求1所述的一种用于飞机加油的压力控制系统，其特征在于，所述第一压缩弹簧位于水击抑制向导阀的顶部。7.如权利要求1所述的一种用于飞机加油的压力控制系统，其特征在于，所述第二压缩弹簧位于减压向导阀的顶部。
【文档编号】F16K31/126GK205479557SQ201620248769
【公开日】2016年8月17日
【申请日】2016年3月29日
【发明人】蒲昌烈, 章莹, 张劼廷
【申请人】上海康措流体控制有限公司