一种飞行器抗负过载油箱的制作方法

航空航天装置制造技术1.本发明涉及一种飞行器油箱，尤其涉及一种抗负过载油箱。背景技术：2.飞行器油箱要求具有抗负过载能力，保证机动工况下满足发动机供油需求，一般采用油箱内置独立过载箱，辅以柔性取油器的方案来实现。当外部燃油消耗至液面低于过载箱时，由于过载箱底部与外部连通，其内部燃油液面始终与外部液面持平，无法完全充满。而且过载箱内用于抗负过载的可用油量将随外部液面的下降而逐渐减少，即油箱在航程末段的抗负过载能力基本丧失。整个油箱范围内，柔性取油器取油口以下燃油均为无法利用的剩油，造成的燃油浪费较大，影响飞行器的航时与航程。另外，受限于油箱空间，内置过载箱一般容积较小，故无法支持长时间的负过载供油需求，若扩大容积将进一步加剧制造成本及结构增重问题。技术实现要素：3.本发明的目的在于克服现有抗负过载方案的不足，提出一种高燃油利用率油箱，使得飞行器具有长时间及航程末段抗负过载能力。4.一种飞行器抗负过载油箱，包括油箱本体1，还包括过载箱盖板2、引油管3、引射泵4、柔性取油器5、重力活门6、单向活门7；5.过载箱盖板2将油箱本体1分隔为外部油箱8及过载箱9；外部油箱8用于储存补充过载箱9消耗的燃油；过载箱9用于储存抗负过载的燃油；6.过载箱盖板2上为重力活门6、单向活门7以及引射泵4提供安装接口；重力活门6位于过载箱9顶部作为燃油通路，无负过载时开启，当燃油液面高于过载箱9时，燃油补充过载箱9内消耗，负过载时关闭，防止过载箱9内燃油外泄；单向活门位于过载箱9侧壁底部，无负过载时关闭，防止过载箱9内燃油外泄，负过载时开启，保证过载箱9与外部油箱8连通；7.引射泵4具有引射泵喷口41和引射泵吸口42，从燃油泵10引来的高速高压燃油经引油管3进入引射泵4，从引射泵喷口41射出，使引射泵吸口42附近形成负压，带动外部油箱8中的燃油持续进入引射泵4，并从引射泵喷口41流入过载箱9，直至外部油箱8中的燃油液面低于引射泵吸口42；燃油泵10位于油箱本体1外部，除为发动机提供燃油外，还为引射泵4提供高压高速燃油；8.柔性取油器5安装于油箱本体1后端面，柔性取油器5上安装重锤51，在重力作用下始终位于燃油液面以下，从过载箱9内取油并向燃油泵10持续输油。9.进一步地，引射泵4位于过载箱9侧壁。10.进一步地，油箱本体1采用整体式硬油箱结构，材料为铝合金或复合材料。11.本发明具有如下有益效果：12.1、本发明提出的过载箱与油箱一体化设计制造，不需要制造及安装单独的过载箱，简化生产工艺流程，避免额外产生制造成本及结构增重问题。13.2、本发明充分利用油箱内部空间，极大提升过载箱容积，延长抗负过载时间，为飞行器进行持续的负过载机动创造了基本条件。14.3、本发明通过引射泵将外部油箱内的燃油引流至过载箱，直到液面低于引射泵吸口，最大程度上减少剩油量，提高飞行器航时与航程，且此过程中过载箱内燃油始终处于充满状态，油箱的抗负过载能力不会随外部燃油液面降低而出现任何损失，使得飞行器在航程末段仍具有一定的负过载机动能力。附图说明15.所包括的附图用来提供对本发明实施例的进一步的理解，其构成了说明书的一部分，用于例示本发明的实施例，并与文字描述一起来阐释本发明的原理。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。16.图1为本发明的抗负过载油箱的结构示意图。17.图中：1：油箱本体、2：过载箱盖板、3：引油管、4：引射泵、41：引射泵喷口、42：引射泵吸口、5：柔性取油器、51：重锤、6：重力活门、7：单向活门；8：外部油箱、9：过载箱、10：燃油泵具体实施方式18.下面结合附图对本发明作进一步详细说明。19.本发明提出的飞行器抗负过载油箱,具有高燃油利用率，使得飞行器具有长时间及航程末段抗负过载能力成为可能。外部油箱8燃油大体上可全部用于补充过载箱9燃油消耗，保证外部油箱8燃油基本耗尽前过载箱9燃油总是处于充满状态，即用于抗负过载的可用油量不随外部油箱8燃油液面下降而减少。大容积过载箱9与油箱一体化设计制造，控制生产成本及结构重量的同时，延长抗负过载时间。20.如图1所示，本发明由油箱本体1、过载箱盖板2、引油管3、引射泵4、柔性取油器5、重力活门6、单向活门7组成。21.油箱本体1为飞行器组成舱段，贮存传输燃油，采用整体式硬油箱结构，材料一般为铝合金或复合材料。本发明无需新制安装单独的过载箱9，通过过载箱盖板2分隔油箱本体1内部空间形成过载箱9和外部油箱8，过载箱9容积大幅增加。过载箱盖板2与相邻的油箱本体1连接后进行有效密封，并为引射泵4、重力活门6、单向活门7等提供安装接口。外部油箱8储存用于补充过载箱9消耗的燃油，过载箱9提供用于抗负过载的燃油。22.重力活门6位于过载箱9顶部作为燃油通路，无负过载时开启，当燃油液面高于过载箱9时，燃油补充过载箱9内消耗，负过载时关闭，防止过载箱9内燃油外泄；单向活门7位于过载箱9侧壁底部，无负过载时关闭，防止过载箱9内燃油外泄，负过载时开启，保证过载箱9与外部油箱8连通；23.引射泵4可根据安装及使用需求选定固定位置，本方案中其位于过载箱9侧壁。引射泵4具有引射泵喷口41和引射泵吸口42，从燃油泵10引来的高速高压燃油经引油管3进入引射泵4，从引射泵喷口41射出，使引射泵吸口42附近形成负压，带动外部油箱8中的燃油持续进入引射泵4，并从引射泵喷口41流入过载箱9，直至外部油箱8中的燃油液面低于引射泵吸口42；燃油泵10位于油箱本体1外部，除为发动机提供燃油外，还为引射泵4提供高压高速燃油；24.柔性取油器5安装于油箱本体1后端面，柔性取油器5上安装重锤51，在重力作用下始终位于燃油液面以下，从过载箱9内取油并向燃油泵10持续输油。25.飞行器正常飞行时，重力活门6开启，单向活门7关闭，若燃油液面高于过载箱9，则从通过重力活门6进入过载箱9补充燃油消耗，而不会从单向活门7流出；飞行器负过载机动时，重力活门6关闭，单向活门7开启，防止燃油由重力活门6流出。位于油箱本体1后端面的柔性取油器5的重锤51在重力作用下始终位于燃油液面以下向燃油泵10持续输油，燃油泵10设置在油箱外部，不属于油箱内部成件。经引油管3进入引射泵4的高压高速燃油从引射泵喷口41射出，使引射泵吸口42附近形成负压，带动外部油箱8中的燃油持续进入引射泵4，并从引射泵喷口41流入过载箱9，直至外部油箱8中的燃油液面低于引射泵吸口42,在此过程中保证过载箱9一直处于燃油充满状态。26.通过上述方法避免另行制造过载箱引发的成本及结构增重，提高燃油利用率，并使油箱获得长时间及航程末段抗负过载能力。27.本发明中采用的引气增压方案为常规方法，燃油泵10之后的燃油设备如电磁阀、油滤等以及发动机均不作说明。28.上述具体实施方式仅限于解释和说明本发明的技术方案，但并不能构成对权利要求保护范围的限定。本领域技术人员应当清楚，在本发明的技术方案的基础上做任何简单的变形或替换而得到的新的技术方案，均落入本发明的保护范围内。









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