一種加油總管系統及具有其的飛機用壓力加油總成及飛機的制作方法
【技術領域】
[0001] 本發明設及航空技術領域，特別是設及一種加油總管系統及具有其的飛機用壓力 加油總成及飛機。
【背景技術】
[0002] 大型飛機燃油系統油箱位置較高，加油接頭位置較低，加油管路較長，且油箱內應 急放油管路與加油管路共用一根總管，加油結束后管路余油較多。傳統的加油總管余油排 放是：油箱內外管路之間無加油單向活Π。其缺點是通過加油接頭進行余油排放后，在油箱 加滿油狀態下油箱內的燃油會通過油箱內應急放油管路反串進入加油總管，導致總管余油 排放不徹底，增加管路死油量和飛機額外重量。
[0003] 因此，希望有一種技術方案來克服或至少減輕現有技術的至少一個上述缺陷。
【發明內容】
[0004] 本發明的目的在于提供一種加油總管系統來克服或至少減輕現有技術的至少一 個上述缺陷。
[0005] 為實現上述目的，本發明提供一種加油總管系統。所述加油總管系統包括：加油總 管；所述加油總管貫穿油箱；所述加油總管自油箱的第一壁板穿入；并自油箱的第二壁板 穿出；加油支管；所述加油支管設置在所述加油總管的位于所述油箱內部的位置上；應急 放油支管，所述應急放油支管設置在所述加油總管的位于所述油箱內部的位置上；單向閥； 所述單向閥設置在所述加油總管位于所述油箱內部的位置上，并臨近所述第一壁板。
[0006] 優選地，所述單向閥與所述第一壁板之間相距的距離不超過20厘米。
[0007] 優選地，所述加油總管的設置有所述單向閥的位置處至所述加油總管自第一壁板 伸入至油箱處的管道之間設置有旁通防真空管路。
[0008] 優選地，所述防真空管路上設置有管路開關，用于通斷該條管路。
[0009] 優選地，所述管路開關為截止閥。
[0010] 優選地，所述加油支管上設置有加油切斷閥，用于控制該條管路與所述油箱之間 的通斷。
[0011] 優選地，自所述加油總管進入的燃油首先進入加油支管，繼而進入應急放油支管。
[0012] 優選地，所述油箱上設置有放油累，所述放油累與所述應急放油支管連通。
[0013] 本發明還提供了一種飛機用壓力加油總成，所述飛機用壓力加油總成包括如上所 述的加油總管系統。
[0014] 本發明還提供了一種飛機，所述飛機包括如上所述的飛機用壓力加油總成。
[0015] 優選地，所述飛機為大型飛機。
[0016] 本發明中的加油總管系統的單向閥設置在加油總管位于油箱內部的位置上，并臨 近第一壁板，從而能夠將設置在單向閥之前的管道內的油排放干凈。
【附圖說明】
[0017] 圖1是根據本發明一實施例的加油總管系統的結構示意圖。
[0018] 附圖標記：
[0019]
【具體實施方式】
[0020] 為使本發明實施的目的、技術方案和優點更加清楚，下面將結合本發明實施例中 的附圖，對本發明實施例中的技術方案進行更加詳細的描述。在附圖中，自始至終相同或類 似的標號表示相同或類似的元件或具有相同或類似功能的元件。所描述的實施例是本發明 一部分實施例，而不是全部的實施例。下面通過參考附圖描述的實施例是示例性的，旨在用 于解釋本發明，而不能理解為對本發明的限制。基于本發明中的實施例，本領域普通技術人 員在沒有作出創造性勞動前提下所獲得的所有其他實施例，都屬于本發明保護的范圍。下 面結合附圖對本發明的實施例進行詳細說明。
[OOW在本發明的描述中，需要理解的是，術語"中屯、V縱向V橫向V前V后V左"、 "右"、"豎直"、"水平"、"頂"、"底""內"、"外"等指示的方位或位置關系為基于附圖所示的方 位或位置關系，僅是為了便于描述本發明和簡化描述，而不是指示或暗示所指的裝置或元 件必須具有特定的方位、W特定的方位構造和操作，因此不能理解為對本發明保護范圍的 限制。
[0022] 本發明的加油總管系統包括加油總管、加油支管、應急放油支管W及單向閥。加油 總管貫穿油箱設置；加油總管自油箱的第一壁板穿入，并自油箱的第二壁板穿出；加油支 管設置在加油總管的位于油箱內部的位置上，應急放油支管設置在加油總管的位于油箱內 部的位置上，單向閥設置在加油總管位于油箱內部的位置上，并臨近第一壁板。
[0023] 本發明中的加油總管系統的單向閥設置在加油總管位于油箱內部的位置上，并臨 近第一壁板，從而能夠將設置在單向閥之前的管道內的油排放干凈。
[0024] 圖1是根據本發明一實施例的加油總管系統的結構示意圖。
[0025] 如圖1所示的加油總管系統包括加油總管1、加油支管3、應急放油支管4W及單 向閥5。
[0026] 參見圖1，在本實施例中，加油總管1貫穿油箱2設置，具體地，加油總管1自油箱 2的第一壁板21穿入，并自油箱2的第二壁板22穿出。
[0027] 加油支管3設置在加油總管1的位于油箱2內部的位置上。
[002引應急放油支管4設置在加油總管1的位于油箱2內部的位置上。
[0029] 單向閥5設置在加油總管1位于油箱內部的位置上，并臨近第一壁板21。
[0030] 有利的是，單向閥5與第一壁板21之間相距的距離不超過20厘米。運樣，能夠最 大程度的保證設置在油箱內部的加油總管1均設置在單向閥5之后，從而能夠保證放油徹 底。
[0031] 在本實施例中，單向閥5與第一壁板21之間的距離為5厘米。采用運種結構，能 夠防止單向閥與第一壁板之間具有干設。 陽〇3引參見圖1，在本實施例中，加油總管1的設置有單向閥5的位置處至加油總管1自 第一壁板21伸入至油箱2處的管道之間設置有旁通防真空管路6。該旁通防真空管路6用 于防止整個管路（加油總管W及各個支管）出現真空倒吸。
[0033] 在本實施例中，防真空管路6上設置有管路開關61，用于通斷該條管路。運樣，能 夠在不需要該條管路時，通過關閉管路開關的方式使該條管路不作用。
[0034] 在本實施例中，管路開關61為截止閥。
[0035] 參見圖1，在本實施例中，加油支管3上設置有加油切斷閥，用于控制該條管路與 油箱2之間的通斷。運樣，能夠控制加油量。
[0036] 在本實施例中，自加油總管1進入的燃油首先進入加油支管3,繼而進入應急放油 支管4。即在本實施例中，加油支管相對于應急放油支管，更臨近加油總管的單向閥。
[0037] 參見圖1，在本實施例中，油箱2上設置有放油累23,放油累23與應急放油支管4 連通。即在需要應急放油支管4放油時，可通過放油累抽油的方式來加速放油，從而縮短放 油時間。
[003引本發明還提供了一種飛機用壓力加油總成，所述飛機用壓力加油總成包括如上所 述的加油總管系統。
[0039] 本發明還提供了一種飛機，所述飛機包括如上所述的飛機用壓力加油總成。
[0040] 有利的是，該飛機為大型飛機。
[0041] 最后需要指出的是：W上實施例僅用W說明本發明的技術方案，而非對其限制。 盡管參照前述實施例對本發明進行了詳細的說明，本領域的普通技術人員應當理解：其依 然可W對前述各實施例所記載的技術方案進行修改，或者對其中部分技術特征進行等同替 換；而運些修改或者替換，并不使相應技術方案的本質脫離本發明各實施例技術方案的精 神和范圍。
【主權項】
1. 一種加油總管系統，其特征在于，所述加油總管系統包括： 加油總管（1);所述加油總管（1)貫穿油箱（2);所述加油總管（1)自油箱（2)的第一 壁板（21)穿入；并自油箱⑵的第二壁板（22)穿出； 加油支管（3);所述加油支管（3)設置在所述加油總管（1)的位于所述油箱（2)內部 的位置上； 應急放油支管（4)，所述應急放油支管（4)設置在所述加油總管（1)的位于所述油箱 (2)內部的位置上； 單向閥（5);所述單向閥（5)設置在所述加油總管（1)位于所述油箱（2)內部的位置 上，并臨近所述第一壁板（21)。2. 如權利要求1所述的加油總管系統，其特征在于，所述單向閥（5)與所述第一壁板 (21)之間相距的距離不超過20厘米。3. 如權利要求1所述的加油總管系統，其特征在于，所述加油總管（1)的設置有所述單 向閥（5)的位置處至所述加油總管（1)自第一壁板（21)伸入至油箱（2)處的管道之間設 置有旁通防真空管路（6)。4. 如權利要求3所述的加油總管系統，其特征在于，所述防真空管路（6)上設置有管路 開關（61)，用于通斷該條管路。5. 如權利要求1所述加油總管系統，其特征在于，所述加油支管（3)上設置有加油切斷 閥，用于控制該條管路與所述油箱（2)之間的通斷。6. 如權利要求5所述的加油總管系統，其特征在于，自所述加油總管（1)進入的燃油首 先進入加油支管（3)，繼而進入應急放油支管（4)。7. 如權利要求1所述的加油總管系統，其特征在于，所述油箱（2)上設置有放油栗 (23)，所述放油栗（23)與所述應急放油支管（4)連通。8. -種飛機用壓力加油總成，其特征在于，所述飛機用壓力加油總成包括如權利要求 1至7中任意一項所述的加油總管系統。9. 一種飛機，其特征在于，所述飛機包括如權利要求8所述的飛機用壓力加油總成。10. 如權利要求9所述的飛機，其特征在于，所述飛機為大型飛機。
【專利摘要】本發明公開了一種加油總管系統及具有其的飛機用壓力加油總成及飛機。所述加油總管系統包括：加油總管(1)；其貫穿油箱(2)；所述加油總管(1)自油箱(2)的第一壁板(21)穿入；并自油箱(2)的第二壁板(22)穿出；加油支管(3)；其設置在所述加油總管(1)的位于所述油箱內部的位置上；應急放油支管(4)，其設置在所述加油總管(1)的位于所述油箱內部的位置上；單向閥(5)；其設置在所述加油總管(1)位于所述油箱內部的位置上，并臨近所述第一壁板(21)。本發明中的加油總管系統的單向閥設置在加油總管位于油箱內部的位置上，并臨近第一壁板，從而能夠將設置在單向閥之前的管道內的油排放干凈。
【IPC分類】B64F1/28
【公開號】CN105292511
【申請號】CN201510844066
【發明人】余國際, 林厚焰, 馬少璞
【申請人】中國航空工業集團公司西安飛機設計研究所
【公開日】2016年2月3日
【申請日】2015年11月26日