CN107128496A - 一种四发涡桨飞机供输油系统 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种四发涡桨飞机供输油系统，包括输油箱D以及依次相邻设置的供油箱A、输油箱B和输油箱C，各油箱内部的靠近翼尖的一侧为外侧，远离翼尖的一侧为内侧；供油箱A、输油箱B、输油箱C的内侧分别设有燃油泵A、燃油泵B、燃油泵C，燃油泵C和燃油泵B均通过同一输油管路与供油箱A相连通，燃油泵A与发动机相连通；供油箱A、输油箱B、输油箱C的外侧分别设有引射泵A、引射泵B、引射泵C，引射泵C与燃油泵B相连通，引射泵B和引射泵A均与燃油泵A相连通；输油箱D内的两侧均设有燃油泵D和引射泵D，燃油泵D与所有的燃油泵C相连通，引射泵D分别和与机身相邻的燃油泵C相连通。

Description

一种四发涡桨飞机供输油系统

技术领域

本发明涉及发动机输油技术领域，特别涉及一种四发涡桨飞机供输油系统。

背景技术

传统的四发涡桨类飞机通常设置左、右两个独立的供油系统，左供油系统按照一定的耗油顺序，将左翼各油箱内的燃油同时供给左翼两台发动机，右供油系统按照一定的耗油顺序，将右翼各油箱内的燃油同时供给右翼两台发动机。

该现有技术有以下缺陷：

1、当某油箱内的油泵发生故障时，该组油箱内就会留存大量燃油，为防止两边机翼产生过大的倾斜力矩，与该油箱组对称的机翼另一侧油箱组内的燃油也不被允许使用，导致全机不可用燃油量增加，从而影响飞行任务的执行；

2、某油箱在供油过程中剩余燃油较少时，如果飞机姿态(俯仰、滚转)较大，燃油泵可能无法浸没在燃油中，影响系统供油。

发明内容

为克服上述现有技术存在的至少一种缺陷，本发明提供了一种四发涡桨飞机供输油系统，所述涡桨飞机的两侧机翼对称地各设有两个发动机，所述飞机供输油系统包括发动机供输油系统，每个发动机均配有一套所述发动机供输油系统；

所述发动机供输油系统包括沿翼尖到翼根的方向依次相邻设置的供油箱A、输油箱B和输油箱C，该三个油箱内部的靠近翼尖的一侧为外侧，远离翼尖的一侧为内侧。

供油箱A、输油箱B、输油箱C的所述内侧分别设有燃油泵A、燃油泵B、燃油泵C，燃油泵C和燃油泵B均通过同一输油管路与供油箱A相连通，燃油泵A通过供油管路与发动机相连通；

其中燃油泵C以及燃油泵B将燃油输送给供油箱A，燃油泵A将供油箱A内的燃油输送给发动机。

供油箱A、输油箱B、输油箱C的所述外侧分别设有引射泵A、引射泵B、引射泵C，引射泵C与燃油泵B通过输油管路相连通，引射泵B和引射泵A均与燃油泵A通过输油管路相连通；

其中引射泵是一种利用具有一定压力的液体作为工作液体来引射或抽吸具有较低压力或无压力液体的装置；

引射泵C用于当输油箱C的燃油消耗完后，在燃油泵B的带动下将输油箱C内的余油引射到输油箱B内；

引射泵B用于当输油箱B的燃油消耗完后，在燃油泵A的带动下将输油箱B内的余油引射到供油箱A内；

引射泵A用于将供油箱A的所述外侧的燃油输送到所述内侧，优先消耗所述外侧的燃油，保证供油箱A的所述内侧一直满油。

所述飞机供输油系统还包括设置在机身内的输油箱D，输油箱D内的两侧均设有燃油泵D和引射泵D，燃油泵D通过输油管路与所有的燃油泵C相连通，引射泵D通过输油管路分别和与机身相邻的燃油泵C相连通；

四个发动机各有一个与其对应的输油箱C，燃油泵D与该四个燃油泵C相连通，用于同时给该四个输油箱C对应的供油箱A供油；

引射泵D用于当输油箱D的燃油消耗完后，在与机身相邻的两个燃油泵C的带动下将输油箱D内的余油分别引射到与机身相邻的两个输油箱C内。

优选的，发动机和与该发动机对应的供油箱A之间的供油管路设有油量平衡活门，相邻两个发动机的供油管路之间设有连通开关，油量平衡活门在燃油供油流向上位于连通开关的上游；

在供油管路内，燃油先经过油量平衡活门，再经过连通开关，油量平衡活门用于控制与其对应的供油箱A的输油流量，当相邻两个发动机的剩余油量之差超过设定值时，可控制剩余油量少的发动机所对应的油量平衡活门，以对输油流量进行限流，同时该相邻两个发动机的供油管路之间的连通开关打开，使剩余油量多的发动机的供油箱A的耗油量增大，实现该两台发动机的油量平衡；

对于四发涡桨飞机，四个发动机各有一个与其对应并控制其供油流量的油量平衡活门，每条连接两个发动机的供油管路上都设有一个连通开关，四个发动机共设有三个连通开关；

两侧机翼之间的油量平衡原理与相邻发动机之间的相似，当左、右机翼剩余油量之差超过设定值时，可控制剩余油量少的一侧机翼的两个发动机的油量平衡活门，以对输油流量进行限流，同时全部三个连通开关打开，使剩余油量多的一侧机翼的耗油量增大，实现左、右机翼的油量平衡。

优选的，发动机和油量平衡活门之间设有单向活门，单向活门用于保证输油方向正确，防止各油箱互相串油。

优选的，供油箱A内设有浮子活门，燃油泵D、燃油泵C和燃油泵B均与浮子活门通过同一输油管道相连通，且该输油管道出口的开闭通过浮子活门控制；

输油箱D、输油箱C和输油箱B内的燃油分别通过燃油泵D、燃油泵C和燃油泵B增压后通过同一输油管路流入供油箱A，当供油箱A内油面低于设定值时，浮子活门在管路燃油压力和自身所受重力下打开，使燃油通过该输油管路流入供油箱A，当供油箱A的油面高于设定值时，浮子活门在浮子浮力作用下关闭活门，关闭该输油管路，则三个输油箱均无法给供油箱A输油。

优选的，所述飞机供输油系统内的每个燃油泵出口处均沿燃油流向依次设有压力信号器和单向活门，单向活门用于保证输油方向正确，防止各油箱互相串油，压力信号器用于检测各燃油泵的出口压力，当其所在油箱的燃油耗完时，燃油泵出口压力不足，压力信号器发出信号给飞机的显示和控制系统，以显示各燃油泵工作状态并参与供输油系统自动控制。

优选的，引射泵B和燃油泵A之间设有引射电磁开关，引射电磁开关控制引射泵B和燃油泵A之间油路的通断；因为燃油泵A一直在工作，因此会一直带动引射泵B抽取输油箱B内的燃油，为了使输油箱B在输油箱C和输油箱D之后耗油，因此通过引射电磁开关来控制引射泵B的启停，只有当输油箱D和输油箱C的燃油耗完后才会开启引射电磁开关，开始消耗输油箱B的燃油。

优选的，每个发动机的输油管路入口处均设有防火开关，当发动机因为故障起火时，防火开关关闭，防止火势沿着供油管路传到油箱内从而对飞机造成更大的危害。

优选的，各供油箱A内的燃油泵A的数量均为两个，两个燃油泵A用于满足燃油供给量，还能在供油箱A中剩余燃油较少时增大燃油泵A浸没在燃油中的几率，增加燃油使用效率。

本发明提供的一种四发涡桨飞机供输油系统，具有如下有益效果：

1、采用单个供油箱供单台发动机的供输油方式，并使供油箱保持满油状态，保证飞机在大姿态下供油可靠；

2、在某油箱的燃油泵发生故障时，可通过引射泵将该油箱内的燃油使用掉，不会积存大量不可用燃油；

3、实现同侧机翼交叉供油，同时实现两侧机翼交叉供油，使得各供输油系统同步耗油，以保证飞机整体的油量平衡及重心平衡。

附图说明

图1是四发涡桨飞机供输油系统的结构示意图；

图2是发动机供输油系统的结构示意图；

图3是四发涡桨飞机供输油系统的油箱分布图。

具体实施方式

为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，均仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。

下面结合附图对本发明提供的一种四发涡桨飞机供输油系统进行说明。

如图1所示，本发明提供了一种四发涡桨飞机供输油系统，涡桨飞机的两侧机翼对称地各设有两个发动机，飞机供输油系统包括设置在机翼内的发动机供输油系统和设置在机身内的输油箱D14，每个发动机1均配有一套发动机供输油系统，即共有四套发动机供输油系统，输油箱D14设有一个。

如图3所示，两侧机翼各设有两个发动机，以右机翼为例，靠近翼根处为发动机1，靠近翼尖处为发动机1＇，与发动机1配套的发动机供输油系统包括供油箱A11、输油箱B12和输油箱C13，与发动机1＇配套的发动机供输油系统包括供油箱A11＇、输油箱B12＇和输油箱C13＇，定义各油箱内部的靠近翼尖的一侧为外侧，远离翼尖的一侧为内侧。

发动机1的发动机供输油系统的结构如下：

如图1所示，供油箱A11、输油箱B12、输油箱C13的所述内侧分别设有燃油泵A31、燃油泵B32、燃油泵C33，燃油泵C33和燃油泵B32均通过同一输油管路与供油箱A11相连通，燃油泵A31通过供油管路与发动机1相连通，其中，燃油泵C33以及燃油泵B32将燃油输送给供油箱A11，燃油泵A31将供油箱A11内的燃油输送给发动机1，供油箱A11内的燃油泵A31的数量为两个，两个燃油泵A31用于满足燃油供给量，还能在供油箱A11中剩余燃油较少时增大燃油泵A31浸没在燃油中的几率，增加燃油使用效率。

如图1所示，供油箱A11、输油箱B12、输油箱C13的所述外侧分别设有引射泵A21、引射泵B22、引射泵C23，引射泵C23与燃油泵B32通过输油管路相连通，引射泵B22和引射泵A21均与燃油泵A31通过输油管路相连通；

其中引射泵是一种利用具有一定压力的液体作为工作液体来引射或抽吸具有较低压力或无压力液体的装置；

当输油箱C13的燃油消耗完后，引射泵C23在燃油泵B32的带动下将输油箱C13内的余油引射到输油箱B12内；

当输油箱B12的燃油消耗完后，引射泵B22在燃油泵A31的带动下将输油箱B12内的余油引射到供油箱A11内；

引射泵A21用于将供油箱A11的所述外侧的燃油输送到所述内侧，优先消耗所述外侧的燃油，保证供油箱A11的所述内侧一直满油。

如图1所示，引射泵B22和燃油泵A31之间设有引射电磁开关8，引射电磁开关8控制引射泵B22和燃油泵A31之间油路的通断；因为燃油泵A31一直在工作，因此会一直带动引射泵B22抽取输油箱B12内的燃油，为了使输油箱B12在输油箱C13和输油箱D14之后耗油，因此通过引射电磁开关8来控制引射泵B22的启停，只有当输油箱D14和输油箱C13的燃油耗完后才会开启引射电磁开关8，开始消耗输油箱B12的燃油。

如图1所示，供油箱A11内设有浮子活门5，燃油泵D34、燃油泵C33和燃油泵B32均与浮子活门5通过同一输油管道相连通，且该输油管道出口的开闭通过浮子活门5控制；

输油箱D14、输油箱C13和输油箱B12内的燃油分别通过燃油泵D34、燃油泵C33和燃油泵B32增压后通过同一输油管路流入供油箱A11，当供油箱A11内油面低于设定值时，浮子活门5在管路燃油压力和自身所受重力下打开，使燃油通过该输油管路流入供油箱A11，当供油箱A11的油面高于设定值时，浮子活门5在浮子浮力作用下关闭活门，关闭该输油管路，则三个输油箱均无法给供油箱A11输油。

如图1所示，发动机1的发动机供输油系统内的每个燃油泵出口处均沿燃油流向依次设有压力信号器6和单向活门7，单向活门7用于保证输油方向正确，防止各油箱互相串油，压力信号器6用于检测各燃油泵的出口压力，当其所在油箱的燃油耗完时，燃油泵出口压力不足，压力信号器6发出信号给飞机的显示和控制系统，以显示各燃油泵工作状态并参与供输油系统自动控制。

如图1所示，发动机1的输油管路入口处均设有防火开关9，当发动机1因为故障起火时，防火开关9关闭，防止火势沿着供油管路传到油箱内从而对飞机造成更大的危害。

发动机1＇的发动机供输油系统的结构如下：

如图2所示，供油箱A11＇、输油箱B12＇、输油箱C13＇的所述内侧分别设有燃油泵A31＇、燃油泵B32＇、燃油泵C33＇，燃油泵C33＇和燃油泵B32＇均通过同一输油管路与供油箱A11＇相连通，燃油泵A31＇通过供油管路与发动机1＇相连通，其中，燃油泵C33＇以及燃油泵B32＇将燃油输送给供油箱A11＇，燃油泵A31＇将供油箱A11＇内的燃油输送给发动机1＇，供油箱A11＇内的燃油泵A31＇的数量为两个，两个燃油泵A31＇用于满足燃油供给量，还能在供油箱A11＇中剩余燃油较少时增大燃油泵A31＇浸没在燃油中的几率，增加燃油使用效率。

如图2所示，供油箱A11＇、输油箱B12＇、输油箱C13＇的所述外侧分别设有引射泵A21＇、引射泵B22＇、引射泵C23＇，引射泵C23＇与燃油泵B32＇通过输油管路相连通，引射泵B22＇和引射泵A21＇均与燃油泵A31＇通过输油管路相连通；

其中引射泵是一种利用具有一定压力的液体作为工作液体来引射或抽吸具有较低压力或无压力液体的装置；

当输油箱C13＇的燃油消耗完后，引射泵C23＇在燃油泵B32＇的带动下将输油箱C13＇内的余油引射到输油箱B12＇内；

当输油箱B12＇的燃油消耗完后，引射泵B22＇在燃油泵A31＇的带动下将输油箱B12＇内的余油引射到供油箱A11＇内；

引射泵A21＇用于将供油箱A11＇的所述外侧的燃油输送到所述内侧，优先消耗所述外侧的燃油，保证供油箱A11＇的所述内侧一直满油。

如图2所示，引射泵B22＇和燃油泵A31＇之间设有引射电磁开关8＇，引射电磁开关8＇控制引射泵B22＇和燃油泵A31＇之间油路的通断；因为燃油泵A31＇一直在工作，因此会一直带动引射泵B22＇抽取输油箱B12＇内的燃油，为了使输油箱B12＇在输油箱C13＇和输油箱D14之后耗油，因此通过引射电磁开关8＇来控制引射泵B22＇的启停，只有当输油箱D14和输油箱C13＇的燃油耗完后才会开启引射电磁开关8＇，开始消耗输油箱B12＇的燃油。

如图1及图2所示，供油箱A11＇内设有浮子活门5＇，燃油泵D34、燃油泵C33＇和燃油泵B32＇均与浮子活门5＇通过同一输油管道相连通，且该输油管道出口的开闭通过浮子活门5＇控制；

输油箱D14、输油箱C13＇和输油箱B12＇内的燃油分别通过燃油泵D34、燃油泵C33＇和燃油泵B32＇增压后通过同一输油管路流入供油箱A11＇，当供油箱A11＇内油面低于设定值时，浮子活门5＇在管路燃油压力和自身所受重力下打开，使燃油通过该输油管路流入供油箱A11＇，当供油箱A11＇的油面高于设定值时，浮子活门5＇在浮子浮力作用下关闭活门，关闭该输油管路，则三个输油箱均无法给供油箱A11＇输油。

如图2所示，发动机1＇的发动机供输油系统内的每个燃油泵出口处均沿燃油流向依次设有压力信号器6＇和单向活门7＇，单向活门7＇用于保证输油方向正确，防止各油箱互相串油，压力信号器6＇用于检测各燃油泵的出口压力，当其所在油箱的燃油耗完时，燃油泵出口压力不足，压力信号器6＇发出信号给飞机的显示和控制系统，以显示各燃油泵工作状态并参与供输油系统自动控制。

如图2所示，发动机1＇的输油管路入口处均设有防火开关9＇，当发动机1＇因为故障起火时，防火开关9＇关闭，防止火势沿着供油管路传到油箱内从而对飞机造成更大的危害。

如图1及图2所示，输油箱D14内的两侧均设有燃油泵D34和引射泵D24，以右机翼为例，燃油泵D34通过输油管路与燃油泵C33以及燃油泵C33＇相连通，引射泵D24通过输油管路与燃油泵C33相连通；

四个发动机各有一个与其对应的输油箱C13，燃油泵D34与该四个燃油泵C33相连通，用于同时给该四个输油箱C13对应的供油箱A11供油；

引射泵D24用于当输油箱D14的燃油消耗完后，在燃油泵C33的带动下将输油箱D14内的余油分别引射到输油箱C13和输油箱C13＇内。

如图1及图2所示，发动机1和供油箱A11之间的供油管路设有油量平衡活门41，发动机1＇和供油箱A11＇之间的供油管路设有油量平衡活门41＇，发动机1和发动机1＇的供油管路之间设有连通开关42，油量平衡活门41和油量平衡活门41＇均在燃油供油流向上位于连通开关42的上游，发动机1和油量平衡活门41之间设有单向活门7，发动机1＇和油量平衡活门41＇之间设有单向活门7＇，单向活门7和单向活门7＇均用于保证输油方向正确，防止各油箱互相串油；

下面通过具体的实施例对本发明作进一步详细的描述。

具体实施例：

本发明提供的四发涡桨飞机供输油系统包含四个发动机1，每个发动机1配有一套发动机供输油系统，现以右侧机翼的两个发动机为例，其中靠近翼根处为发动机1，靠近翼尖处为发动机1＇，由于发动机1和发动机1＇各自的供输油方式上相同，因此以发动机1为例，发动机1＇的实施方式不再赘述。

当飞机所有的油箱均满油且正常供输油时，如图1所示：

燃油泵A31给发动机1供油，引射泵A21将燃油从油箱外侧抽吸到油箱内侧，当供油箱A11内的燃油持续消耗，油面下降直到浮子活门5打开，此时通过自动或手动启动燃油泵D34，燃油泵D34将输油箱D14内的燃油输送给供油箱A11；

当输油箱D14内燃油消耗完且浮子活门5打开，则通过自动或手动启动燃油泵C33，燃油泵C33将输油箱C13内的燃油输送给供油箱A11，同时带动引射泵D24将输油箱D14内的余油抽吸到输油箱C13内；

当输油箱C13内燃油消耗完且浮子活门5打开，则通过自动或手动启动燃油泵B32，燃油泵B32将输油箱B12内的燃油输送给供油箱A11，同时带动引射泵C23将输油箱C13内的余油抽吸到输油箱B12内，同时打开引射电磁开关8，则燃油泵A31带动引射泵B22将输油箱B12内的余油抽吸到供油箱A11内；

当输油箱B12内燃油消耗完，则最后消耗供油箱A11内的燃油，即优选的耗油顺序为：输油箱D14->各输油箱C->各输油箱B->各供油箱A。

当发动机1和发动机1＇的剩余油量之差超过设定值时，假设发动机1的剩余油量少，如图1及图2所示：

控制油量平衡活门41，以对供油箱A11的输油流量进行限流，同时发动机1和发动机1＇之间的连通开关42打开，使供油箱A11＇的耗油量增大，实现发动机1和发动机1＇的油量平衡；

对于四发涡桨飞机，四个发动机1各有一个与其对应并控制其供油流量的油量平衡活门41，每条连接两个发动机1的供油管路上都设有一个连通开关42，四个发动机1共设有三个连通开关42；

两侧机翼之间的油量平衡原理与相邻发动机1之间的相似，当左、右机翼剩余油量之差超过设定值时，可控制剩余油量少的一侧机翼的油量平衡活门41和油量平衡活门41＇，以对输油流量进行限流，同时全部三个连通开关42打开，使剩余油量多的一侧机翼的燃油可通过连通开关42输送给剩余油量少的一侧机翼，增大剩余油量多的一侧机翼的耗油量，实现左、右机翼的油量平衡。

当某燃油泵损坏时，如燃油泵C33出现故障无法使用时，则启动燃油泵B32，燃油泵B32可带动引射泵C23将输油箱C13内的燃油使用掉，不会出现因为燃油泵损坏而导致对应油箱内的燃油无法使用的情况。

以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (8)

1.一种四发涡桨飞机供输油系统，所述涡桨飞机的两侧机翼对称地各设有两个发动机，其特征在于，所述飞机供输油系统包括发动机供输油系统，每个发动机(1)均配有一套所述发动机供输油系统；

所述发动机供输油系统包括沿翼尖到翼根的方向依次相邻设置的供油箱A(11)、输油箱B(12)和输油箱C(13)，各油箱内部的靠近翼尖的一侧为外侧，远离翼尖的一侧为内侧；

供油箱A(11)、输油箱B(12)、输油箱C(13)的所述内侧分别设有燃油泵A(31)、燃油泵B(32)、燃油泵C(33)，燃油泵C(33)和燃油泵B(32)均通过同一输油管路与供油箱A(11)相连通，燃油泵A(31)通过供油管路与发动机(1)相连通；

供油箱A(11)、输油箱B(12)、输油箱C(13)的所述外侧分别设有引射泵A(21)、引射泵B(22)、引射泵C(23)，引射泵C(23)与燃油泵B(32)通过输油管路相连通，引射泵B(22)和引射泵A(21)均与燃油泵A(31)通过输油管路相连通；

所述飞机供输油系统还包括设置在机身内的输油箱D(14)，输油箱D(14)内的两侧均设有燃油泵D(34)和引射泵D(24)，燃油泵D(34)通过输油管路与所有的燃油泵C(33)相连通，引射泵D(24)通过输油管路分别和与机身相邻的燃油泵C(33)相连通。

2.根据权利要求1所述的四发涡桨飞机供输油系统，其特征在于，发动机(1)和与该发动机(1)对应的供油箱A(11)之间的供油管路设有油量平衡活门(41)，相邻两个发动机(1)的供油管路之间设有连通开关(42)，油量平衡活门(41)在燃油供油流向上位于连通开关(42)的上游。

3.根据权利要求2所述的四发涡桨飞机供输油系统，其特征在于，发动机(1)和油量平衡活门(41)之间设有单向活门(7)。

4.根据权利要求1所述的四发涡桨飞机供输油系统，其特征在于，供油箱A(11)内设有浮子活门(5)，燃油泵D(34)、燃油泵C(33)和燃油泵B(32)均与浮子活门(5)通过同一输油管道相连通，且该输油管道出口的开闭通过浮子活门(5)控制。

5.根据权利要求1所述的四发涡桨飞机供输油系统，其特征在于，所述飞机供输油系统内的每个燃油泵出口处均沿燃油流向依次设有压力信号器(6)和单向活门(7)。

6.根据权利要求1所述的四发涡桨飞机供输油系统，其特征在于，引射泵B(22)和燃油泵A(31)之间设有引射电磁开关(8)，引射电磁开关(8)控制引射泵B(22)和燃油泵A(31)之间油路的通断。

7.根据权利要求1所述的四发涡桨飞机供输油系统，其特征在于，每个发动机(1)的输油管路入口处均设有防火开关(9)。

8.根据权利要求1所述的四发涡桨飞机供输油系统，其特征在于，各供油箱A(11)内的燃油泵A(31)的数量均为两个。