技术领域
[0001] 本
发明涉及一种辅助燃油系统，特别是一种用于增加飞机航程的辅助燃油系统，其具有同时向两油箱内转输燃油的设计。
背景技术
[0002] 商用运输类飞机在型号定型之后，其飞机可装载的乘客和货物总量以及飞机本身的载油量和航程已经确定。但是为了满足一些特定的航线需要，需增加飞机的航程，一般可在飞机的
机身货舱内安装辅助燃油箱和系统实现。
[0003] 一种已知的辅助燃油系统包括安装在机身内的一组辅助燃油箱，辅助燃油箱内的燃油可通过
增压气体转输进入飞机的中央翼油箱。辅助油箱的加油利用原机的加油系统，通过管路将辅助油箱和原机加油管路相连接，并在原机的加油控制面板附近安装单独的辅助油箱加油控制面板。在飞机地面加油时，辅助燃油箱和飞机原有油箱一起进行加油，并通过辅助油箱的加油控制面板对辅助油箱的加油进行控制。这种设计增加了系统的重量和加油控制的设备，对于辅助油箱使用
频率较高和对飞机过站时间有较短要求的飞机是很适用的。而对于辅助油箱使用频率较低和对飞机过站时间没有要求的飞机则带来了重量和使用成本的负担。辅助油箱通气利用原机通气系统，通过将辅助油箱通气管路与原机通气管路相连接。由于布置在货舱内的辅助油箱通常都与原机油箱有较长的距离，会增加通气系统的重量。
[0004] 另外一种已知的辅助燃油系统是在油箱内安装电动增压
泵，将燃油转输进入飞机的中央翼油箱。这种设计会在油箱内增加点火源，增加油箱内燃油和燃油
蒸汽被点燃的危险。
[0005] 另外一种已知的辅助燃油系统是是在油箱上设置干舱，并将泵安装在干舱内，通过泵的吸
力让辅助油箱内燃油转输进入中央翼油箱。由于吸力转输泵的体积一般都比较大，对于辅助油
箱体积较小的飞机而言，采用这种设计势必会带来安装困难和燃油装载量的减小。
[0006]
现有技术中都是将辅助油箱中的燃油转输进入飞机的中央翼油箱(原有飞机拥有3个油箱，即左机翼油箱，中央翼油箱和右机翼油箱)，再通过飞机原有的燃油系统将中央翼油箱的燃油输送给
发动机，这种设计不会对原有飞机的
重心造成影响，飞机的重心控制设计也不存在困难。而对于2油箱(左、右主油箱)的飞机不能只向飞机某一个主油箱内转输燃油，这样会导致飞机的重心变化，甚至超出飞机的重心包线，影响飞机操作和飞行安全。所以，对于2油箱的飞机需要向2个主油箱内同时转输燃油，并对其主油箱内的燃油重心和耗油顺序进行控制。
发明内容
[0007] 本发明的目的在于提供一种辅助燃油系统，其可同时向飞机的两个主油箱内转输燃油，在飞机飞行时自动对其辅助油箱的燃油转输进行控制。
[0008] 为了达到上述目的，根据本发明的辅助燃油系统包括：
[0009] 加油子系统，其用于向辅助油箱内添加燃油；
[0010] 通气子系统，其用于保证所述辅助油箱内压力；以及
[0011] 转输子系统，其用于将辅助油箱内的燃油同时转输至飞机燃油系统的左、右主油箱内。
[0012] 其中，所述加油子系统包括原机放油系统和辅助油箱加油系统，所述辅助油箱加油系统与所述原机放油系统通过管路相连接，并利用所述原机放油系统对所述辅助油箱进行加油。
[0013] 其中，所述辅助油箱加油系统包括主油箱
增压泵、主油箱管路、主油箱放油切断
阀、主油箱放油管路、主油箱加油管路、辅助油箱加油切断阀和辅助油箱加油管路，燃油依次经由所述主油箱增压泵、所述主油箱管路、所述主油箱放油切断阀、所述主油箱放油管路、所述主油箱加油管路、所述油箱加油切断阀和所述辅助油箱加油管路，流入所述辅助油箱内。
[0014] 其中，所述通气子系统包括引气部分和油箱压力维持部分，其中，所述引气部分包括用于引入高压气体的引气管路与所述引气管路连接的至少一个
单向阀，以及所述油箱压力维持部分包括：第一外向释压阀，其与所述单向阀连接；通气油箱，其通过释压通气总管与所述第一外向释压阀连接；通气切断阀、内向释压阀和第二外向释压阀，其相互并联连接设置在所述释压通气总管和辅助油箱通气管路之间。
[0015] 其中，所述通气油箱通过通气管路连接到安装在飞机机身或鼓包蒙皮上的NACA通气口。该通气管路的长度可以防止外部火焰从NACA通气口进入通气油箱，起到火焰抑制器的功能。
[0016] 其中，所述转输子系统包括设置在辅助油箱内的转输动力源部件和设置在左、右主油箱内的转输控制部件以及管路。
[0017] 其中，所述转输控制部件包括引气转输管路入口、低油位浮子
控制阀、单向阀、转输总管、转输切断阀以及转输管路，其中燃油依次经由所述引气转输管路入口、所述低油位浮子控制阀、所述单向阀汇流至转输总管，然后分两个方向分别流向两个安装在干舱内的转输切断阀，经转输总管分别进入左、右主油箱的转输管路。
[0018] 其中，所述转输控制部件包括设置在左、右主油箱内的限流器和高油位浮子阀，所述限流器用于确保所述转输总管均匀地将燃油分配给左、右主油箱，所述高油位浮子阀用于自动控制左、右主油箱内的燃油量。
[0019] 技术效果：
[0020] 根据本发明的辅助燃油箱转输子系统可同时向两个飞机主油箱内转输燃油，在飞机飞行时自动对其辅助油箱的燃油转输进行控制，有效的维持了飞机燃油系统的重心。
附图说明
[0021] 图1为根据本发明的辅助燃油系统的通气子系统的设计图；
[0022] 图2为根据本发明的辅助燃油系统的转输子系统的设计图；
[0023] 图3为根据本发明的辅助燃油系统的加油子系统的设计图；以及[0024] 图4为根据本发明的辅助燃油系统的总体设计图；
具体实施方式
[0025] 本发明的目的在于向对辅助油箱使用频率较低和过站时间没有特殊要求的飞机提供一种减少系统重量、设备和维修成本的辅助燃油系统，对飞机的耗油顺序和重心进行控制，减小辅助油箱内的热源。
[0026] 根据本发明的辅助燃油系统主要包括：
[0027] 将辅助油箱30内燃油同时转输至左主油箱10、右主油箱20内的转输子系统；
[0028] 向辅助油箱内添加燃油的加油子系统；
[0029] 以及保证辅助油箱内压力的辅助油箱通气子系统。
[0030] 转输子系统主要包括辅助油箱内的转输动力源部件和主油箱内的转输控制部件以及管路所组成。转输动力源为辅助油箱内的燃油转输提供
动能，主要方式有2种，其一：采用高压引气，利用辅助油箱内和主油箱内的压力差，将辅助油箱内燃油转输主油箱，其二：采用增压泵提供动能。为减小辅助油箱内的热源，在正常运行中，只采用引气方式为燃油转输提供动能，只有在引气失效时，才打开增压泵，为燃油转输提供动能。
[0031] 辅助油箱内燃油转输的两个流量源(即增压泵和气体转输入口)在辅助油箱内并排布置，共同汇流至转输总管(
歧管)。转输总管(歧管)的两个出口分别与干舱内安装的两个转输切断阀相连接，最终汇流至一个转输总管(歧管)内。在靠近气体转输入口的下游安装低油位浮子切断阀和单向阀，防止辅助油箱内油量过低时，引气泄露和转输总管(歧管)内燃油回流至辅助油箱。
[0032] 在转输总管(歧管)进入主油箱的管路上安装单向阀和压力
传感器，单向阀用于防止飞行中
姿态变化时主油箱内燃油经转输总管(歧管)而流出主油箱，
压力传感器用于监控飞行时辅助油箱的燃油转输，当压力传感器探测的压力低于一个设定值时，向
驾驶舱发出告警，辅助油箱燃油转输失效。转输总管(歧管)在靠近左右油箱分界面时，分为2个转输管路，分别通向左、右两个主油箱。左右转输管路的长度应差不多，并在其下游分别安装限流器和高油位浮子阀，限流器用于确保转输总管均匀的将燃油分配给左右主油箱，高油位浮子阀用于在主油箱内燃油油量达到一定高度时，自动切断转输总管的燃油转输。在主油箱的半密封肋上安装一从中央翼盒向外侧溢流的溢
流管路和单向阀，用于中央翼盒燃油达到一定高度后自动向机翼段翼盒内溢流燃油，有效增加每次转输时，从辅助油箱向主油箱内转输的燃油量。
[0033] 辅助油箱加油子系统主要包括原机放油系统和辅助油箱加油系统，辅助油箱加油系统与原机放油系统通过管路相连接，利用原机放油系统对辅助油箱进行加油。辅助油箱在干舱内安装切断阀和压力传感器，用以切断辅助油箱加油和判断辅助油箱加油是否成功。其操作步骤如下：
[0034] a)加油设备向飞机左右主油箱内加满燃油，将地面加油设备脱离与飞机连接；
[0035] b)飞机与地面电源连接或打开APU，将飞机上电，在飞机驾驶舱内将主油箱的燃油增压泵、交输供油阀和放油切断阀打开，并打开辅助油箱加油切断阀和通气切断阀；
[0036] c)在飞机驾驶舱内观察辅助油箱内的燃油量，当燃油量到达期望值时，关闭加油切断阀，并关闭主油箱的燃油增压泵、交输供油阀和放油切断阀以及辅助油箱通气切断阀；
[0037] d)重新将地面加油设备与飞机加油设备相连接，将左右主油箱内燃油加注到期望的油量。
[0038] 在所述步骤a)中，应将地面加油设备与飞机完全脱离，并将飞机加油口盖盖好，主油箱加油控制面板断电关闭。防止辅助油箱加油时，加油接头处反向加压，燃油从加油接头流进地面加油设备，而影响对飞机辅助油箱的加油。
[0039] 在所述步骤b)中，主油箱的交输供油阀和放油阀打开，以及辅助油箱加油切断阀打开是为辅助油箱加油提供燃油流动的通路，打开燃油增加泵是为其提供动能，打开辅助油箱通气切断阀是为防止加油过程中辅助油箱压力增加而破坏油箱结构。
[0040] 在所述步骤c)中，关闭通气油箱切断阀是为确保能利用高压引气来为辅助油箱转输燃油提供动能，不会使高压引气泄露。
[0041] 在所述步骤d)中，应重新给加油控制面板上电，对左右主油箱中的燃油加注到相同的燃油量，以防止飞机
起飞时重心的
不平衡。
[0042] 如图1所示，辅助油箱通气子系统主要包括引气部分和油箱压力维持部分。引气部分包括引气管路125和单向阀126，油箱压力维持部分包括1个通气切断阀129、1个内向释压阀128、2个外向释压阀127、独立的通气油箱131以及NACA通气口136和管路所组成。
[0043] 其中，通气切断阀129、内向释压阀128和1个外向释压阀127并排安装设计，并各自分别与辅助油箱通气管路130和释压通气总管135相连接，有效将油箱内的压力维持在合理范围之内。
[0044] 另一外向释压阀127与释压通气总管135和引气单向阀126直接相连。在引气压力超过设定值时，可快速将压力过高的气体释放，不会让油箱结构造承受高压。
[0045] 图1中设计了两支管道4个单向阀126，其功能和作用是阻止辅助油箱内的燃油和燃油蒸汽进入高压引气管路，并堵塞引气管路，影响向辅助油箱内输送高压气体。
[0046] 独立的通气油箱131安装在与引气管路相连的辅助油箱附近，并用较长的通气管路137将通气油箱131和安装在飞机机身或鼓包蒙皮上的NACA通气口136相连接。该管路的长度必须达到一定的设计长度，以防止外部火焰从通气口进入通气油箱，从而起到火焰抑制器的功能。独立的通气油箱有效地减小了辅助油箱通气管路与原机通气管路相连接的管路，减小了系统重量。
[0047] 此通气子系统采用独立通气油箱设计，不与原机通气系统相交联，有效降低了系统连接的管路重量。所采用的双重释压设计增加了油箱释压设计的可靠性。通气口与通气油箱采用具有一定长度的管路连接设计，抑制了飞机外部火焰向通气油箱内的扩散，可充当火焰抑制器的功能。
[0048] 转输子系统是将辅助油箱内的燃油按照耗油顺序要求转输进入飞机的主油箱内，其主要包括辅助油箱内的转输动力源部件和主油箱内的转输控制部件以及管路，其转输实现方式如下：
[0049] 如图2所示，在飞机正常飞行时，关闭通气切断阀129，将高压气体经引气管路125和单向阀126引入辅助油箱内。此时主油箱内的压力与飞行时的当地
大气压相一致，即可利用引气与主油箱的气体压力差将辅助油箱内的燃油转输进入主油箱。为增加燃油转输的可靠性，在引气转输管路入口111旁并列安装一个电动增压泵107以作备份，其只在引气转输失效时，为燃油转输提供动能。在紧靠引气转输管路入口111下游安装低油位浮子控制阀106和单向阀108。燃油经引气转输管路入口111→低油位浮子控制阀106→单向阀108→汇流至转输总管112→分两个方向分别流向两个安装在干舱109内的转输切断阀121→经转输总管113、114→进入左右辅助油箱的转输管路119和120。
[0050] 在转输总管113进入主油箱处安装引流管路，并与压力传感器110相连接，用以监控燃油转输。在增压泵处也安装引流管路，并与压力传感器110相连接，用以监控增压泵的工作状态。
[0051] 在左右辅助油箱的转输管路119和120安装限流器115、116和高油位浮子阀117、118，限流器115、116用来确保进入左右主油箱内的燃油流量相一致，高油位浮子阀自动控制主油箱内的燃油量，当主油箱中的燃油量高于一定值A时，高油位浮子阀自动关闭，切断辅助油箱向主油箱内的燃油转输，当主油箱内的燃油量达低于一定值B时，高油位浮子阀自动打开，辅助油箱继续向主油箱内转输燃油。
[0052] 在主油箱的半密封肋上安装一从中央翼盒向外侧溢流的溢流管路134和单向阀140，当中央翼盒燃油达到一定高度后自动向机翼段翼盒内溢流燃油，可有效增加高油位浮子阀117、118每次
开关之间所转输的燃油量。
[0053] 如图3-4所示，辅助油箱加油子系统主要包括原机放油系统和辅助油箱加油系统，辅助油箱加油系统与原机放油系统通过管路相连接，利用原机放油系统对辅助油箱进行加油。辅助油箱在干舱内安装切断阀和压力传感器，用以切断辅助油箱加油和判断辅助油箱加油是否成功。
[0054] 燃油经主油箱增压泵和管路138之后，经主油箱放油切断阀122→主油箱放油管路103→主油箱加油管路102辅助油箱加油总管105加油切断阀123→到辅助油箱加油管路124中→最后进入辅助油箱。在辅助油箱加油管路经过干舱处，在干舱内安装加油切断阀123和压力传感器110，用来对压力加油进行控制和监控。主油箱加油管路102设有主油箱加油切断阀104，主油箱加油管路102还与飞机加油适配器101连接。当在地面加油时，通气切断阀129打开，使加油过程中辅助油箱内的气体可从通气总管130经通气释压总管133进入独立的通气油箱131，最后经通气管路137以及通气口136排出机外。
[0055] 当辅助油箱内的气体压力高于油箱结构所能承受的压力范围上限Pa时，与通气切断阀并联的外向释压阀127自动打开，高压气体经释压总管135将高压气体释放出油箱。当引气压力高于油箱结构所能承受的压力范围上限Pa时，连接在释压总管135和引气单向阀126之间的外向释压阀127自动打开，高压气体经释压总管135放出油箱。
[0056] 当辅助油箱引气关闭，油箱内气体低于飞机外部气体压力时，内向释压阀128自动打开，飞机外部气体经通气口136，通气管路137和通气油箱131以及通气释压总管133自动进入辅助油箱。
[0057] 本发明中所述具体实施案例仅为本发明的较佳实施案例而已，并非用来限定本发明的实施范围。即凡依本发明
申请专利范围的内容所作的等效变化与修饰，都属于本发明的保护范围。
