一种燃油供应系统及飞行器

技术领域

本发明涉及飞行器燃油供应技术领域，具体涉及一种燃油供应系统及飞行器。

背景技术

现有的飞行器（例如飞机）中，通常具有多个相互独立的油箱，各个油箱会同时为飞行器供油。

各个油箱的重量会直接影响飞机的重心，各个油箱供油不均将会导致各个油箱的重量不同，从而导致飞机的重心偏移，使飞机会出现不可预测的风险。

发明内容

因此，本发明要解决的技术问题在于克服现有技术中的燃油供应系统，在采用多个油箱同时为飞行器供油时，容易导致飞行器重心偏移的缺陷，从而提供一种能够保持飞行器的重心基本不变的燃油供应系统。

本发明还提供一种具有上述燃油供应系统的飞行器。

为了解决上述技术问题，本发明提供一种燃油供应系统，包括：中心贮箱和分别与所述中心贮箱连通的至少两个侧贮箱；

所述中心贮箱的出口适于与飞行器的发动机进油口连通，每个所述侧贮箱上均连通有进气通道，通过所述进气通道适于朝向侧贮箱内通入压力气体，通过所述压力气体使所述侧贮箱内的燃油朝向所述中心贮箱内汇流。

可选地，所述侧贮箱包括：前贮箱和后贮箱，所述前贮箱、中心贮箱和所述后贮箱沿前后方向依次设置。

可选地，所述中心贮箱和所述侧贮箱通过输送管道连通，所述输送管道的一端与所述侧贮箱的底部出口连通，所述输送管道的另一端与所述中心贮箱的顶部进口连通。

可选地，多个所述侧贮箱的进气通道连通，所述进气通道的一端适于与飞行器的发动机低压压气机或风扇后端连通。

可选地，所述进气通道上具有减压器。

可选地，在所述中心贮箱的下方设置有抗负过载箱，所述抗负过载箱通过第一供油管路与发动机的进油口连通。

可选地，所述中心贮箱通过第二供油管路与所述第一供油管路连通，在所述第二供油管路上具有朝向所述第一供油管路导通的单向阀。

可选地，所述抗负过载箱的顶部设有泄气阀。

可选地，所述抗负过载箱的出口端具有电动阀。

本发明还提供一种飞行器，包括上述方案中任一项所述的燃油供应系统。

本发明技术方案，具有如下优点：

1.本发明提供的燃油供应系统，在进行供油时，将多个侧贮箱内的燃油汇流到中心贮箱内，通过中心贮箱朝向发动机供油，即首先消耗侧贮箱内的燃油，使中心贮箱内的燃油保持满状态，从而在供油过程中，能够保持飞行器的重心变化很小或基本不变。

2.本发明提供的燃油供应系统，通过从发动机处朝向侧贮箱内引入压力气体，减少了气瓶的使用，减轻了负重，使系统结构更简单。

3.本发明提供的燃油供应系统，通过抗负过载箱，在燃油供应的最后阶段，可保证飞行器在不同飞行条件下，能够不间断的朝向发动机供油。

4.本发明提供的飞行器，具有上述任一项所述的燃油供应系统，因此具有上述任一项所述的优点。

附图说明

为了更清楚地说明本发明具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施方式，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。

图1为本发明的燃油供应系统的一种实施方式的原理图。

附图标记说明：

1、前贮箱；2、中心贮箱；3、后贮箱；4、第一输送管道；5、第二输送管道；6、进气通道；7、发动机；8、减压器；9、抗负过载箱；10、第一供油管路；11、电动阀；12、第二供油管路；13、单向阀；14、泄气阀。

具体实施方式

下面将结合附图对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，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。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做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，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“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，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的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

此外，下面所描述的本发明不同实施方式中所涉及的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互结合。

实施例1

本实施例提供一种燃油供应系统的一种具体实施方式，如图1所示，包括：沿飞行器的前后方向依次设置的前贮箱1、中心贮箱2和后贮箱3。所述中心贮箱2分别与所述前贮箱1和所述后贮箱3通过输送管道连通，其中，所述前贮箱1通过第一输送管道4与所述中间贮箱连通，所述后贮箱3通过第二输送管道5与所述中心贮箱2连通。另外，作为一种可替换实施方式，所述前贮箱1和所述后贮箱3，还可以替换为其他侧贮箱。

如图1所示，所述第一输送管道4的一端与所述前贮箱1的底部出口连通，所述第一输送管道4的另一端与所述中心贮箱2的顶部进口连通。所述第二输送管道5的一端与所述后贮箱3的底部出口连通，所述第二输送管道5的另一端与所述中心贮箱2的顶部进口连通。在所述前贮箱1和所述后贮箱3上，均连通有进气通道6，通过所述进气通道6适于朝向侧贮箱内通入压力气体，通过所述压力气体使所述侧贮箱内的燃油朝向所述中心贮箱2内汇流。从而在进行燃油供应时，首先消耗前贮箱1和后贮箱3内的燃油，使中心贮箱2内的燃油保持满状态，从而维持飞行器的重心稳定。

如图1所示，所述前贮箱1和后贮箱3上的进气通道6连通，使用于驱动所述前贮箱1和所述后贮箱3内的燃油的气体压力保持相等，从而使前贮箱1和后贮箱3内的燃油实现自动平衡，减小主动调节系统的使用。所述进气通道6的一端与飞行器的发动机7低压压气机连通。另外，作为一种可替换实施方式，所述进气通道6还可以与风扇后端引入的一股空气连通，从而用于给前贮箱1和后贮箱3提供压力气体。上述发动机7位置处的气体温度较低，能够满足增压气体的温度要求。

所述进气通道6上具有减压器8，用于控制进入到前贮箱1及后贮箱3内的气体压力，以满足燃油泵进口压力的要求。

需要说明的是：低压压气机是指在双转子或三转子燃气涡轮发动机7中，把气流压缩到低出口压力的第一个压气机。发动机7从前到后的组成包括：进气道、风扇、低压压气机、中压压气机、高压压气机、燃烧室、高压涡轮、低压涡轮、尾管、喷管。风扇和低压压气机、低压涡轮连在一起。风扇转动的动力：是经压气机压缩的空气，在燃烧室内燃烧产生燃气，再在涡轮内膨胀，热能转化为机械能驱动涡轮旋转，带动风扇旋转，产生推力的。

如图1所示，在所述中心贮箱2的下方设置有抗负过载箱9，所述抗负过载箱9通过第一供油管路10与发动机7的进油口连通。所述抗负过载箱9的出口端，在所述第一供油管路10上具有电动阀11，该电动阀11具体可为电磁阀，通过开启电磁阀可向发动机7提供燃油。

如图1所示，所述中心贮箱2的出口与飞行器的发动机7进油口连通，具体的，所述中心贮箱2通过第二供油管路12与所述第一供油管路10连通，在所述第二供油管路12上具有朝向所述第一供油管路10导通的单向阀13。在中心贮箱2内燃油较为充足时，通过中心贮箱2可直接向发动机7供应燃油；当中心贮箱2内燃油不充足，或者当飞行器机动（如大姿态飞行）和发动机7过渡态（如减速）工作过程中，打开抗负过载箱9的电动阀11，可通过抗负过载箱9向发动机7供应燃油。

所述抗负过载箱9的顶部设有泄气阀14，当抗负过载箱9内产生的气泡压力较大时，通过该泄气阀14可用于将该气体卸出。其中，抗负过载箱9的体积V可根据需要进行设计，具体的，根据负过载工作时间t、燃油流量q和燃油密度ρ进行确定，V=t•q/ρ。

本实施例提供的燃油供应系统的燃油加注过程为：首先在对多个贮箱进行地面加油时，通过中心贮箱2分别朝向前贮箱1、后贮箱3和抗负过载箱9加油，同时空气通过引出通道排出。

本实施例提供的燃油供应系统，结构简单，原理明确，安装好后不需要任何维护，适合飞行器的负过载供油需要。

实施例2

本实施例提供一种飞行器的一种具体实施方式，包括：发动机7和实施例1中所述的燃油供应系统，所述燃油供应系统的供油管道与所述发动机7的燃油进口连通。

显然，上述实施例仅仅是为清楚地说明所作的举例，而并非对实施方式的限定。对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动。这里无需也无法对所有的实施方式予以穷举。而由此所引伸出的显而易见的变化或变动仍处于本发明的保护范围之中。