一種用于飛機加油的壓力控制系統的制作方法
【專利摘要】本實用新型記載了一種用于飛機加油的壓力控制系統，包括主閥、水擊抑制向導閥、減壓向導閥、緊急關閉向導閥以及球閥；主閥進口端分別與水擊抑制向導閥進口端和減壓向導閥的頂部相連通，主閥上腔分別與水擊抑制向導閥出口端和減壓向導閥進口端相連通，主閥上腔還通過球閥與緊急關閉向導閥進口端相連通；水擊抑制向導閥出口端通過減壓向導閥與主閥出口端相連通，緊急關閉向導閥直接與主閥出口端相連通。由于采用了上述技術，本實用新型具備了故障自我保護功能、控制壓力精度高、正反向水擊抑制以及緊急快速關閉等優點。
【專利說明】
一種用于飛機加油的壓力控制系統
技術領域
[0001]本實用新型涉及油壓控制技術領域，尤其涉及一種用于飛機加油的壓力控制系統。
【背景技術】
[0002]無論是對于現代軍用或者民用飛機，都對飛機的加油安全要求十分嚴格。如何在絕對安全地情況下更短時間內完成定量加油成為加油設備的技戰指標或者經濟指標。因而對飛機加油設備的要求更為嚴苛:大管線，大流量，穩定加油壓力，水擊控制，緊急關停截斷等等。國內的加油設備在大流量下的水擊控制功能十分微小，無法滿足實際需要。因此現有的民航大流量加油設備幾乎全是進口。新式的加油設備從結構設計上滿足加油設備對大流量加油的穩壓控制，水擊抑制，快速關閉功能。
[0003]隨著現代化大飛機載重量及續航航程的不斷加大，對飛機要求具有更大加油量的同時要求加油時間更短，因此要求飛機的加油裝置流量大、快速、高效、安全。
[0004]需要滿足上述要求就需要實現穩定的短時間大流量下仍具有故障自我保護功能、穩定的加油壓力、管網系統與飛機之間的正反向水擊抑制、意外發生時緊急截斷油料讓損失減小到最小的油料加注基本要求，就很有必要對加油裝備關鍵零部件進行研制，以提升飛機加油裝備的整體保障效能，更好適應加油裝備對大發展的要求。
[0005]目前，國內主要有軸流式DN50、65、80mm的在線壓力應急控制閥ANSOmm的最大加油流量為1200L/min，其不具有正反向水擊抑制功能，同時加油緊急關閉控制功能必須借助外接壓縮空氣動力源或者電動開關控制，而國內民航機場設施主要采用進口設備。
[0006]如根據大飛機的匹配需求為DN80mm(加油最大流量為1800L/min)、DN100mm(加油最大流量為2600L/min)或者DN150mm(加油最大流量為4500L/min)的大流量管線加油，則國內現有設備根本無法滿足。
[0007]同時相對于昂貴的飛機來說，加油裝置完善的故障自我保護功能防止誤操作就更為重要，而一般的現有設備并不具備此功能。
【實用新型內容】
[0008]為了解決上述問題，本實用新型提供一種用于飛機加油的壓力控制系統，可以實現加油壓力穩壓控制、水擊壓力正反向自動抑制、加油緊急關閉控制等功能，主要配套安裝于外場固定管道設施及飛機移動加油裝備的加油系統末端，是機場管道加油系統停機棚管道加油口、滑行道飛機加油口以及移動加油裝置等的控制設備。
[0009 ]上述的一種用于飛機加油的壓力控制系統，包括主閥、水擊抑制向導閥、減壓向導閥、緊急關閉向導閥以及球閥；所述主閥包括主閥進口端、主閥出口端、主閥上腔以及運動組件，所述水擊抑制向導閥包括水擊抑制向導閥進口端、水擊抑制向導閥出口端、閥瓣、第一膜片、第一壓縮彈簧以及中腔，所述減壓向導閥包括減壓向導閥進口端、減壓向導閥出口端、第二膜片以及第二壓縮彈簧；
[0010]所述主閥進口端分別與水擊抑制向導閥進口端和減壓向導閥的頂部相連通，所述主閥上腔分別與水擊抑制向導閥出口端和減壓向導閥進口端相連通，所述主閥上腔還通過球閥與緊急關閉向導閥進口端相連通;所述水擊抑制向導閥出口端通過減壓向導閥與主閥出口端相連通，所述緊急關閉向導閥直接與主閥出口端相連通。
[0011 ] 上述系統中，所述球閥為手動球閥。
[0012]上述系統中，所述運動組件包括運動主體、隔離膜以及彈簧。
[0013]上述系統中，所述運動主體下端設置有緩沖橡膠。
[0014]上述系統中，所述第一膜片和第二膜片均為橡膠膜片。
[0015]上述系統中，所述第一壓縮彈簧位于水擊抑制向導閥的頂部。
[0016]上述系統中，所述第二壓縮彈簧位于減壓向導閥的頂部。
[0017]本實用新型的優點和有益效果在于:本實用新型提供了一種用于飛機加油的壓力控制系統，具備了以下優點:
[0018]1、故障自我保護功能；
[0019]2、控制壓力精度高:出口壓力3.0±0.30Kgf/cm2;
[0020]3、正反向水擊抑制:前端進口端的水擊不會導致主閥后端壓力急劇升高，后端出口端的水擊不會導致主閥前端的壓力急劇升高；
[0021]4、緊急快速關閉:安全員在緊急狀況下(可達I秒以內)關閉主閥，截斷油流，避免造成更大的損失。
【附圖說明】
[0022]為了更清楚地說明本實用新型實施例或現有技術中的技術方案，下面將對實施例或現有技術描述中所需要使用的附圖作簡單地介紹，顯而易見地，下面描述中的附圖僅僅是本實用新型的一些實施例，對于本領域普通技術人員來講，在不付出創造性勞動性的前提下，還可以根據這些附圖獲得其他的附圖。
[0023]圖1是本實用新型中壓力控制系統的結構示意圖；
[0024]圖2是本實用新型中主閥的結構示意圖；
[0025]圖3是本實用新型中水擊抑制向導閥的結構示意圖；
[0026]圖4是本實用新型中減壓向導閥的結構示意圖。
【具體實施方式】
[0027]下面結合附圖和實施例，對本實用新型的【具體實施方式】作進一步描述。以下實施例僅用于更加清楚地說明本實用新型的技術方案，而不能以此來限制本實用新型的保護范圍。
[0028]如圖1所示，本實用新型記載了一種用于飛機加油的壓力控制系統，包括主閥1、水擊抑制向導閥2、減壓向導閥3、緊急關閉向導閥4以及球閥5。
[0029]如圖2所示，主閥I包括主閥進口端11、主閥出口端12、主閥上腔13以及運動組件14，實際工作中，主閥I的打開力(向上合力)為:
[0030]F進一F座=P進X S膜一P進X S座=P進X (S膜一S座)
[0031 ]其中，F進為主閥進口端11推動運動組件14向上的力，F座為主閥I的閥座處推動運動組件14向下的力，P進為主閥進口端11的壓力，Sii為主閥I的膜片面積，S座為主閥I的閥座面積。
[0032]同時，主閥I關閉力(向下力)為:
[0033]Fii=PiiX S膜
[0034]其中，F上為主閥上腔13推動運動組件14向下的力，P上為主閥上腔13的壓力;且上腔受壓面積S膜是進口端閥座面積S座的2倍，即S—S座=2。
[0035]舉例說明:將P進=1Kgf/cm2帶入公式:
[0036]1、當F上=F進一F座，貝Ij可以計算出P上=5Kgf/cm2，此時主閥I處于穩定平衡狀態；
[0037]2、當F上>Rs—F座，則可以計算出Pi:> 5Kgf/cm2，此時主閥I處于關閉狀態；
[0038]3、當F上<Rs—F座，則可以計算Pi:< 5Kgf/cm2，此時主閥I處于打開狀態。
[0039]對于一個系統來說，前端管網提供的壓力P進在一個時間段內基本上處于一種較為穩定的狀態，即假設P進在一個時間段內為一定值，則F進也為一個定值，如果要實現主閥I的平衡、關閉或打開等功能，則只需要改變上腔受力F上的大小，而Fh的大小改變只是隨著P上的改變而改變。因此，要實現主閥I的平衡、關閉或打開等功能，就只是需要通過控制元件來改變Ph的大小。這就是先導式水力控制閥的最基本工作原理，換言之:先導式水力控制閥就是通過安裝在主閥上腔13的向導閥來控制主閥上腔13的壓力，從來達到控制主閥I的平衡、關閉以及打開等工作狀態。
[0040]此外，在民用水力閥的使用中，主閥I均為正向流動使用，如果主閥I的膜片破損時，主閥上腔13與主閥出口端12直接連通，此時主閥I處于常開狀態而無法實現控制功能。而對于飛機加油來說，故障自我保護避免誤操作就尤為重要，因此將主閥I反向使用，當其膜片破損時，主閥上腔13與主閥進口端11相連通，此時主閥進口端11的高壓力將主閥閥瓣推向閥座，完全關閉主閥I，從而截斷燃油流向后端的出口，達到避免造成更大損失的目的。[0041 ]如圖3所示，本實用新型中的水擊抑制向導閥2包括水擊抑制向導閥進口端21、水擊抑制向導閥出口端22、閥瓣23、第一膜片24、第一壓縮彈簧25以及中腔26;其中，水擊抑制向導閥進口端21與主閥進口端11相連通，中腔26與主閥出口端12相連通，使得水擊抑制向導閥進口端21的壓力向上作用在閥瓣23上，而水擊抑制向導閥出口端22的壓力向上作用在膜片下側，且第一壓縮彈簧25的彈力向下作用在膜片的上側。
[0042]當F進+F^>F彈時:水擊抑制向導閥2處于打開狀態；
[0043]當F進+F^<F彈時:水擊抑制向導閥2處于關閉狀態。
[0044]如圖4所示，本實用新型中的減壓向導閥3包括減壓向導閥進口端31、減壓向導閥出口端32、第二膜片33以及第二壓縮彈簧34;其中，減壓向導閥進口端31與主閥上腔13相連通，減壓向導閥出口端32與主閥出口端12相連通;且減壓向導閥出口端32的壓力向上作用在膜片下側，第二壓縮彈簧34的彈力向下作用在膜片的上側。
[0045]當F出〉F彈時:減壓向導閥3的開度減小；
[0046]當Fa<F彈時:減壓向導閥3的開度增大；
[0047]當F出=F彈時:減壓向導閥3的開度保持不變。
[0048]進一步的，緊急關閉向導閥4的工作原理為:球閥5手動關閉時，主閥上腔13的流量為只進不出，此時主閥上腔13的壓力與主閥進口端11的壓力一致，從而實現主閥I的關閉狀
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[0049]本實用新型中壓力控制系統的故障自我保護功能、水擊抑制功能、減壓穩壓功能以及應急關閉功能的工作原理如下:
[0050]一、故障自我保護功能:
[0051](I)、當減壓向導閥3的膜片破裂時，減壓向導閥3打開，下游壓力升高到水擊抑制向導閥2的設定值，導致水擊抑制向導閥2打開，使得前端壓力進入主閥上腔13，此時主閥I關閉，從而切斷油流；
[0052](2)、當減壓向導閥3的彈簧斷裂或失效時，減壓向導閥3關閉，使得主閥I關閉，從而切斷油流；
[0053](3)、當水擊抑制向導閥2的膜片破裂時，水擊抑制向導閥2打開，前端壓力進入主閥上腔13，主閥I關閉，從而切斷油流；
[0054](4)、當水擊抑制向導閥2的彈簧斷裂或失效時，水擊抑制向導閥2打開，前端壓力進入主閥上腔13，主閥I關閉，從而切斷油流；
[0055](5)、當主閥I的膜片破裂時，前端壓力直接作用在主閥I的主閥閥瓣上，主閥I關閉，從而切斷油流。
[0056]二、水擊抑制功能:
[0057 ]當前后端水擊壓力大于水擊抑制向導閥2所設定的上限關閉壓力時，水擊抑制向導閥2打開，使得水擊抑制向導閥進口端21的壓力進入主閥上腔13，導致主閥I的開度減小或者關閉，從而抑制水擊通過閥座。
[0058]三、減壓穩壓功能:
[0059](I)、當主閥I的前端壓力升高或者后端壓力升高時，減壓向導閥3的打開開度減小，使得主閥上腔13的壓力升高，主閥I的開度減小，后端壓力減小到設定值；
[0060](2)、當主閥I的前端壓力降低或后端壓力降低時，減壓向導閥3的打開開度增加，使得主閥上腔13的壓力減小，主閥I開度增加，后端壓力升高到設定值。
[0061 ]四、應急關閉功能:
[0062]當人為將球閥5關閉時，主閥上腔13無流量流出，使得主閥上腔13的壓力很快升高到與主閥進口端11 一致，導致主閥I快速關閉。
[0063]綜上所述，本實用新型中壓力控制系統的結構關系為:主閥進口端11分別與水擊抑制向導閥進口端21和減壓向導閥3的頂部相連通，主閥上腔13分別與水擊抑制向導閥出口端22和減壓向導閥進口端31相連通，主閥上腔13還通過球閥5與緊急關閉向導閥4的進口端相連通;水擊抑制向導閥出口端22通過減壓向導閥3與主閥出口端12相連通，緊急關閉向導閥4直接與主閥出口端12相連通。
[0064]優選的，上述的球閥5為手動球閥，且運動組件14包括運動主體、隔離膜以及彈簧，同時在運動主體下端設置有緩沖橡膠；而第一膜片24和第二膜片33均為橡膠膜片，且第一壓縮彈簧25和第二壓縮彈簧34分別位于水擊抑制向導閥2的頂部和減壓向導閥3的頂部。
[0065]以上所述僅為本實用新型的較佳實施例而已，并不用以限制本實用新型，凡在本實用新型的精神和原則之內，所作的任何修改、等同替換、改進等，均應包含在本實用新型的保護范圍之內。
【主權項】
1.一種用于飛機加油的壓力控制系統，其特征在于，包括主閥、水擊抑制向導閥、減壓向導閥、緊急關閉向導閥以及球閥；所述主閥包括主閥進口端、主閥出口端、主閥上腔以及運動組件，所述水擊抑制向導閥包括水擊抑制向導閥進口端、水擊抑制向導閥出口端、閥瓣、第一膜片、第一壓縮彈簧以及中腔，所述減壓向導閥包括減壓向導閥進口端、減壓向導閥出口端、第二膜片以及第二壓縮彈簧； 所述主閥進口端分別與水擊抑制向導閥進口端和減壓向導閥的頂部相連通，所述主閥上腔分別與水擊抑制向導閥出口端和減壓向導閥進口端相連通，所述主閥上腔還通過球閥與緊急關閉向導閥進口端相連通;所述水擊抑制向導閥出口端通過減壓向導閥與主閥出口端相連通，所述緊急關閉向導閥直接與主閥出口端相連通。2.如權利要求1所述的一種用于飛機加油的壓力控制系統，其特征在于，所述球閥為手動球閥。3.如權利要求1所述的一種用于飛機加油的壓力控制系統，其特征在于，所述運動組件包括運動主體、隔離膜以及彈簧。4.如權利要求3所述的一種用于飛機加油的壓力控制系統，其特征在于，所述運動主體下端設置有緩沖橡膠。5.如權利要求1所述的一種用于飛機加油的壓力控制系統，其特征在于，所述第一膜片和第二膜片均為橡膠膜片。6.如權利要求1所述的一種用于飛機加油的壓力控制系統，其特征在于，所述第一壓縮彈簧位于水擊抑制向導閥的頂部。7.如權利要求1所述的一種用于飛機加油的壓力控制系統，其特征在于，所述第二壓縮彈簧位于減壓向導閥的頂部。
【文檔編號】F16K31/126GK205479557SQ201620248769
【公開日】2016年8月17日
【申請日】2016年3月29日
【發明人】蒲昌烈, 章瑩, 張劼廷
【申請人】上海康措流體控制有限公司