专利名称：飞机压力加油先导控制溢流系统的制作方法
技术领域：
本发明是飞机压力加油先导控制溢流系统，属于飞机燃油加注控制产品的结构技 术领域。
背景技术：
为了保证飞机压力加油过程中油箱内的空气或过量燃油能顺利地排出机外，提高 加油速度和防止油箱超压，在各油箱上应设置溢流阀。现在小型飞机上常用的溢流阀是一种机械的单向活门式的溢流阀，只有压力加油 时油箱产生的压力大于溢流阀活门的打开力，活门才能打开。此种阀活门控制压力由油箱 传递，如果活门被卡住就要求油箱承受很大的压力才能将活门打开，如果打 开力超过油箱 的密封检验压力就对飞机油箱及飞机本身的安全构成威胁。另外由于这种溢流阀活门控制 腔直接连通油箱，易受飞机飞行姿态影响，飞机滚转时或侧向有过载时都会将溢流阀打开 而漏油，这个问题是这类溢流阀的主要缺点，对于密封检验压力要求低的小型飞机油箱无 法克服漏油现象。还有一种常用溢流阀是电控溢流阀，能达到在加油时打开，加油结束关闭的设计 要求，但在加油流量较大的情况下，要求阀的通径大，造成外形尺寸也大，重量也较大的后 果，对于一些小型飞机不适用。另外电控溢流阀的安装空间和安装界面要求也较高，一般小 型飞机机翼油箱满足不了安装要求。总之，电控溢流阀虽然控制简单，但外廓尺寸、重量、安装等不适合；单向活门式的 溢流阀虽然构造简单，重量、安装也符合要求，但使用中安全性和可靠性无法保证。在这种 情况下发明的先导控制溢流系统克服了电控阀的缺点，解决了单向活门式溢流阀的可靠性 和安全性的问题。
发明内容
本发明正是针对上述现有技术中存在的缺点而设计提出了一种用于小型飞机的 飞机压力加油先导控制溢流系统，它既能保证飞机压力加油安全，又能达到控制简单、飞行 可靠的要求。本发明的飞机压力加油先导控制溢流系统，是利用飞机压力加油时的加油压力来 控制燃油溢流阀的一种安全控制系统。通过设计合适的溢流阀活门打开力和加油管路限流 装置，使控制压力在加油过程中始终大于溢流阀活门打开力，将溢流阀活门打开，使进口在 飞机油箱内，出口连通飞机油箱外的溢流阀形成通路，泄放加油过程中油箱内的积聚的空 气或过量燃油。压力加油结束，控制压力消失，溢流阀活门靠弹簧力将出口关闭，活门不受 飞机姿态影响。这种控制系统既能保证飞机压力加油安全，又能达到控制简单，飞行可靠的 要求。本发明的目的是通过以下技术措施来实现的该种飞机压力加油先导控制溢流系统，其特征在于飞机压力加油接头的歧管通过三通接头后分两路传递压力，一路通过放余油控制管与溢流阀上的放余油控制接头连 接，另一路通过压力控制管与溢流阀上的压力控制接头连接，溢流阀上的通气平衡接头通 过通气平衡管与大气连通。
图1是本发明 的压力加油先导控制溢流系统示意1说明1.通气平衡管；2.通气平衡接头；3.溢流阀；4.溢流阀进口 ；5.溢流 阀出口 ；6.放余油控制接头；7.压力控制接头；8.放余油控制管；9.压力控制管；10.三通 接头；11.飞机压力加油接头；12.压力加油接头进口 ；13.歧管；14.限流装置。图2某型机溢流系统安装2说明15.机翼整体油箱；16.支架；17.溢流阀出口安装面；18.溢流管； 19.油箱内侧壁；20.固定卡箍。
具体实施例方式以下将结合附图和实施例对本发明作进一步地详述参见附图1所示，该种飞机压力加油先导控制溢流系统，其特征在于飞机压力加 油接头11的歧管13通过三通接头10后分两路传递压力，一路通过放余油控制管8与溢流 阀3上的放余油控制接头6连接，另一路通过压力控制管9与溢流阀3上的压力控制接头 7连接，溢流阀3上的通气平衡接头2通过通气平衡管1与大气连通。飞机加油时，压力加油车在飞机压力加油接头11的进口 12和歧管13产生压力， 经压力控制总管、三通接头10分两路将压力传递到溢流阀3压力控制接头7和放余油控制 接头6，传递到溢流阀控制腔的压力大于溢流阀活门的打开力，使溢流阀活门打开，在溢流 阀进口 4和出口 5之间形成通路。如果飞机加油控制失效，这个通路就能释放油箱过量燃 油和压力，保证飞机加油安全，并且控制不受飞机飞行姿态的影响。传递到溢流阀放余油活 门的控制压力大于余油活门的动作力，使加油时放余油活门关闭，防止燃油从余油活门进 入排放通道。不加油时，放余油活门在弹簧力的作用下打开的，将飞机飞行时可能进入到溢 流阀溢流口里的燃油流回油箱，避免加油时溢出机外，污染环境。如果溢流阀控制管控制压力小于溢流阀活门打开压力，可以在在飞机压力加油接 头11出口与飞机油箱加油管的连接处安装一个限流装置14。以便获得合适的控制压力。压力加油后，压力控制管路有余压，这个余压能使溢流阀放油活门无法关严，使飞 机油箱漏油，为了消除这个余压，可以在压力控制管路或溢流阀的放油活门压力控制腔钻 一直径0. 5mm左右的小孔来泄压，小孔不能太大，否则影响控制压力建立。溢流阀规格的选择要满足，以飞机最大加油量为泄流量，流过该油箱溢流阀产生 的流阻应小于该油箱的密封检验压力。参见附图2所示，本发明飞机压力加油先导控制溢流系统在国内某新型民用飞机 上所得的应用。该飞机是一种上单翼机翼整体油箱15的小型飞机。机翼整体油箱15是一 种扁平形状的金属油箱，正常加满油后油面的上部空间很小，在保证机翼外形的情况下无 法再安装尺寸较大的电控式溢流阀。安装单向活门式的溢流阀，机翼油箱又容易受飞行姿 态影响，因此，在该机上安装了压力加油先导控制溢流系统。
溢流阀3安装在油箱内侧壁19上，安装要保证溢流阀进口 4在正常加油最大加 油量油面之上，即油箱正常加满油时，油不能没过到溢流阀进口 4。利用溢流阀出口安装面 17，将其与油箱内侧壁19及侧壁外的溢流管18安装在一起，在溢流阀压力控制活门打开 的情况下，燃油能从溢流阀进口到出口，再穿过油箱壁开口进入溢流管18，形成一个放泄通 道。溢流阀安装好后，将从压力加油接头歧管13引出的压力控制管分两路密封连接 到溢流阀压力控制接头7和放余油控制接头6，用通气平衡管1将溢流阀上的通气平衡接 头2和油箱壁上安装的一个通大气接头21连接，考虑使用过程的飞机振动，应将溢流阀和 所有连接管在油箱里用固定卡箍20和支架16适当固定在油箱结构上。管路在安装好后要 做密封检查，溢流阀在安装前要做打开压力检查，然后才能给飞机压力加油。某型机经压力加油试验，溢流阀始终打开。以最大允许加油流量加油，油箱油量过 量泄放时油箱压力小于其密封检验压力，符合油箱及飞机的安全要求。本发明与现有技术相比，其优点是控制自动、简单、安全性、可靠性好，重量轻，不 受飞机飞行姿态影响等优点，适合小型飞机压力加油系统使用。
权利要求
飞机压力加油先导控制溢流系统，其特征在于飞机压力加油接头(11)的歧管(13)通过三通接头(10)后分两路传递压力，一路通过放余油控制管(8)与溢流阀(3)上的放余油控制接头(6)连接，另一路通过压力控制管(9)与溢流阀(3)上的压力控制接头(7)连接，溢流阀(3)上的通气平衡接头(2)通过通气平衡管(1)与大气连通。
2.根据权利要求1所述的飞机压力加油先导控制溢流系统，其特征在于在飞机压力 加油接头(11)出口与飞机油箱加油管的连接处安装一个限流装置(14)。
全文摘要
本发明是飞机压力加油先导控制溢流系统，其特征在于飞机压力加油接头的歧管通过三通接头后分两路传递压力，一路通过放余油控制管与溢流阀上的放余油控制接头连接，另一路通过压力控制管与溢流阀上的压力控制接头连接，溢流阀上的通气平衡接头通过通气平衡管与大气连通。本发明与现有技术相比，其优点是控制自动、简单、安全性、可靠性好，重量轻，不受飞机飞行姿态影响等优点，适合小型飞机压力加油系统使用。
文档编号B64F1/28GK101870365SQ20101017097
公开日2010年10月27日 申请日期2010年5月13日 优先权日2010年5月13日
发明者安杨, 金峰 申请人:哈尔滨飞机工业集团有限责任公司