[發(fā)明專利]一種適應(yīng)于飛機(jī)飛行的航空油箱加壓控制方法

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• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 202011007266.0
• 申請(qǐng)日: 2020-02-06
• 公開（公告）號(hào): CN112124603A
• 公開（公告）日: 2020-12-25
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 陳志霖
• 申請(qǐng)（專利權(quán)）人: 陳志霖
• 主分類號(hào): B64D37/00
• 分類號(hào): B64D37/00;B64D37/10;B64D37/32
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1.一種適應(yīng)于飛機(jī)飛行的航空油箱加壓控制方法，所述控制方法基于一油箱加壓裝置來實(shí)現(xiàn)，所述油箱加壓裝置包括航空油箱(1)，其特征在于：所述航空油箱(1)的上端內(nèi)腔插接安裝有加壓插管(2)，航空油箱(1)的上端外緣豎直安裝有安裝支架(8)，航空油箱(1)的上端凸臺(tái)與加壓插管(2)連接位置的左右圓弧側(cè)面設(shè)置有相互對(duì)稱的第二旋轉(zhuǎn)槽(30)，所述加壓插管(2)的上端連接有進(jìn)氣管(11)，加壓插管(2)上端與第二旋轉(zhuǎn)槽(30)對(duì)應(yīng)高度的外壁開設(shè)有第一旋轉(zhuǎn)槽(23)，加壓插管(2)的下端插接在航空油箱(1)的內(nèi)腔，加壓插管(2)的中間段外壁設(shè)置有線性分布的第二通孔(24)，加壓插管(2)的中間段內(nèi)腔內(nèi)壁插接有內(nèi)襯管(3)，加壓插管(2)的下端內(nèi)壁設(shè)置有第一內(nèi)螺紋(22)，加壓插管(2)的下端設(shè)置有下蓋板(4)，所述進(jìn)氣管(11)的右側(cè)連通緩沖箱(14)，進(jìn)氣管(11)與緩沖箱(14)之間的管道外壁設(shè)置有節(jié)流閥(12)，所述緩沖箱(14)的上端右側(cè)連通氣泵(19)，緩沖箱(14)的下端設(shè)置有回流管(17)，所述回流管(17)的另一端連通航空油箱(1)的上端內(nèi)腔，所述下蓋板(4)的上端設(shè)置有濾油器(20)，下蓋板(4)的下端設(shè)置有圓周陣列分布的四根下插管(5)，所述下插管(5)的外壁設(shè)置有線性分布的第一通孔(18)，所述內(nèi)襯管(3)的中間段外壁設(shè)置有與第二通孔(24)等高的第三通孔(29)，內(nèi)襯管(3)的上端外壁設(shè)置有第二內(nèi)螺紋(25)，內(nèi)襯管(3)的上端左右兩側(cè)垂直插接安裝有連桿(6)，所述連桿(6)的外側(cè)上端垂直連接有橫梁轉(zhuǎn)桿(7)，所述橫梁轉(zhuǎn)桿(7)的上端轉(zhuǎn)動(dòng)連接有驅(qū)動(dòng)電機(jī)(9)；

所述控制方法包括：

(1)首先利用第二外螺紋28與第一內(nèi)螺紋22之間螺紋配合，實(shí)現(xiàn)加壓插管2與下蓋板4之間的密封連接，利用下蓋板4實(shí)現(xiàn)內(nèi)襯管3下端的封閉安裝，利用第一外螺紋26與第二內(nèi)螺紋25之間螺紋配合，實(shí)現(xiàn)內(nèi)襯管3與連桿6之間的固定連接，利用安裝支架8實(shí)現(xiàn)驅(qū)動(dòng)電機(jī)9的固定安裝，利用安裝孔27實(shí)現(xiàn)連桿6與橫梁轉(zhuǎn)桿7之間的連接；

(2)利用氣泵19與進(jìn)氣管11的配合實(shí)現(xiàn)對(duì)航空油箱1進(jìn)氣增壓的目的，在進(jìn)氣過程中，利用節(jié)流閥12控制進(jìn)氣的速率，當(dāng)飛機(jī)平穩(wěn)運(yùn)行時(shí)，利用下插管5和第一通孔18的配合，實(shí)現(xiàn)緩慢進(jìn)氣補(bǔ)壓的目的，當(dāng)飛機(jī)爬升高度時(shí)，功率運(yùn)行增大，導(dǎo)致供油量增加，此時(shí)通過驅(qū)動(dòng)電機(jī)9帶動(dòng)連桿6轉(zhuǎn)動(dòng)，連桿6帶動(dòng)內(nèi)襯管3轉(zhuǎn)動(dòng)，利用第二旋轉(zhuǎn)槽30、第二旋轉(zhuǎn)槽30使得連桿6實(shí)現(xiàn)一定角度的轉(zhuǎn)動(dòng)，進(jìn)而使得第三通孔29與第二通孔24的連通，增大進(jìn)氣速率，減少增壓需要的緩沖時(shí)間，利用緩沖箱14實(shí)現(xiàn)對(duì)進(jìn)氣壓強(qiáng)變化的快速跳變提供緩沖，避免造成對(duì)航空油箱1的影響，使得飛機(jī)運(yùn)行更加穩(wěn)定。

(3)當(dāng)飛機(jī)停止運(yùn)行時(shí)，需要對(duì)航空油箱1內(nèi)腔進(jìn)行及時(shí)的泄壓，利用泄壓閥15實(shí)現(xiàn)對(duì)航空油箱1內(nèi)腔進(jìn)行泄壓，利用回流閥16控制油液的回流流道，利用濾油器20實(shí)現(xiàn)在回流時(shí)對(duì)油液進(jìn)行過濾，避免造成管道的堵塞，同時(shí)在泄壓的過程中，利用緩沖箱14避免造成油液負(fù)壓噴出。

2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種適應(yīng)于飛機(jī)飛行的航空油箱加壓控制方法，其特征在于：所述緩沖箱(14)的上端左右兩側(cè)的管道均設(shè)置有壓力表(13)，緩沖箱(14)的上端設(shè)置有泄壓閥(15)，緩沖箱(14)下端的回流管(17)上設(shè)置有回流閥(16)。

3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種適應(yīng)于飛機(jī)飛行的航空油箱加壓控制方法，其特征在于：所述下蓋板(4)的上端內(nèi)腔連通加壓插管(2)的內(nèi)腔，下蓋板(4)的上端設(shè)置有第二外螺紋(28)，所述第二外螺紋(28)與第一內(nèi)螺紋(22)之間螺紋配合連接，所述濾油器(20)安裝在下蓋板(4)的上端內(nèi)腔中。

4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種適應(yīng)于飛機(jī)飛行的航空油箱加壓控制方法，其特征在于：所述下蓋板(4)的內(nèi)腔設(shè)置有分流內(nèi)腔(21)，所述分流內(nèi)腔(21)的上端連通濾油器(20)的下端，分流內(nèi)腔(21)的下端分別連通圓周陣列分布的四根下插管(5)的內(nèi)腔。

5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種適應(yīng)于飛機(jī)飛行的航空油箱加壓控制方法，其特征在于：所述驅(qū)動(dòng)電機(jī)(9)固定在安裝支架(8)的上端中間位置，且驅(qū)動(dòng)電機(jī)(9)下端的電機(jī)轉(zhuǎn)軸與安裝支架(8)之間通過軸承(10)轉(zhuǎn)動(dòng)連接。