压力加油系统和飞行器的制作方法

1.本实用新型涉及一种压力加油系统。另外，本实用新型还涉及一种包括这种压力加油系统的飞行器。


背景技术：

2.在例如国产某型号飞机的飞行器需求定义和需求确认阶段，飞行器级对飞行器压力加油的需求为在某给定时间内实现从空油箱加至满油。该条需求定义的依据为飞行器过站时间限制。针对该条需求的燃油系统正向设计实践中发现了以下问题：a)为了实现该需求，并满足加油速率限制，需要较粗的管路或更多的管路，最终导致系统增重；b)如果将三个油箱同时加油(且尽量同时加满)作为设计点，则在只对机翼油箱进行加油的工况(对于中短航程，按任务油量派遣，无需满油飞行)，由于管路出口限流孔的存在，无法按照最大的加油速率进行加油。
3.缩短过站时间对航司和机场都有收益，而加油过程用时占据了过站时间中相当大的部分，因此，值得研究缩短加油时间的方法。
4.在现有的飞行器中，在飞行器地面压力加油方面，当前普遍采用的技术为：
5.a)通过加油管路出口处的限流孔和油量测量控制来实现对压力加油的调节。压力加油时，由于加油管路出口限流孔为提前设计的且几何尺寸不可调，可能导致无法在各种情况下将加油速率都保持在最大值；
6.b)为了保证加油系统的可靠性，在一个燃油箱内可以设置两个加油管路出口；
7.c)加油系统可按自动加油模式工作，也可按手动模式工作。
8.综上所述，在现有技术的飞行器中，在压力加油方面存在的不足之处主要包括以下方面：
9.a)为了提高加油速率，在满足加油速率限制的前提下，需要采用直径更大的或数量更多的加油管路，将导致系统增重，同时可能带来管路和设备在安装布置上的困难；
10.b)如果将三个油箱同时加油(且尽量同时加满)作为设计点，则在只对机翼油箱进行加油的工况(对于中短航程，按任务油量派遣，无需满油飞行)，由于管路出口限流孔的存在，无法按照最大的加油速率进行加油，影响航司和机场提升运营效率。
11.因此，迫切需要提供一种改进的压力加油系统，该压力加油系统能够克服现有技术中存在的一个或多个缺点。


技术实现要素：

12.压力加油功能是飞行器燃油系统的重要功能之一。通常，加油过程用时占据了诸如民用客机之类的飞行器的过站时间中的相当大的部分。缩短压力加油用时能够有利于提高民用飞行器的运营效益，提升机场运营效率，并且能够减轻机场的工作压力。
13.本实用新型针对燃油箱中包含集油箱的飞行器，提出了一种带转输的压力加油系统，并针对两油箱布局飞行器和三油箱布局飞行器分别给出了实施案例。通过向压力加油
系统增加燃油转输的功能能够缩短加油用时，同时利于提升集油箱液面高度，从而更好地保证飞机在起飞和初始爬升阶段的供油安全。
14.根据本实用新型的一个方面，提出了一种压力加油系统，该压力加油系统可以包括：
15.加油管路，加油管路包括加油入口和多个加油出口；以及
16.多个油箱，多个油箱中的每个油箱中设有多个加油出口中的至少一个加油出口，
17.其中，该压力加油系统还可以包括加油转输连接管路，加油转输连接管路流体连接在压力加油系统的该至少一个加油出口与发动机供输油系统之间，用于使流体从至少一个加油出口朝向发动机供输油系统单向流动。
18.在该压力加油系统中，通过将加油管路与加油转输连接管路相连通，可以将加油管路中的部分燃油分流至加油转输管路中，从而一定程度上提高了机翼油箱的加油速率，在满足加油速率限制的前提下，可避免采用直径更大的加油管路。
19.另外，对于中央油箱不加满的工况以及仅向机翼油箱进行加油的工况(对于中短航程，按任务油量派遣，无需满油飞行)，该压力加油系统能够缩短加油过程用时，从而提升航司和机场的运营效率。
20.根据本实用新型的上述方面，较佳地，多个油箱中的至少一个油箱设有半密封件，半密封件将至少一个油箱分成第一半部和第二半部，并且其中，半密封件的底部设有允许流体从第一半部单向流到第二半部的单向阀，而半密封件的上部设有使第一半部与第二半部彼此流体连通的通气溢油孔。
21.这种设置，一方面能够将油箱分成多个部段，降低了飞行器飞行时燃油在油箱内大范围移动而产生静电或者改变飞行器的重心的可能性，利于确保飞行安全；另一方面，可以使燃油尽可能地汇集到第二半部中，第二半部例如可以是设置燃油泵的集油箱，以确保有足够的燃油被泵送到发动机，以确保飞行器的用油安全。
22.根据本实用新型的上述方面，较佳地，发动机供输油系统可以包括引射泵，引射泵可以包括流体连接到至少一个油箱中的至少一个加油出口的引射泵动流入口、设置在第一半部中的引射泵吸入流入口和设置在第二半部中的引射泵出流出口。
23.驱动引射泵工作的动流来自燃油泵输出的燃油或压力加油时来自压力加油接头进入加油管路的燃油，引射泵将机翼油箱中集油箱以外的部分的燃油转输至集油箱，并且可以增加机翼油箱的加油速率，缩短压力加油用时。
24.根据本实用新型的上述方面，较佳地，加油转输连接管路可以包括设置在至少一个加油出口下游的转输单向阀，转输单向阀允许流体从至少一个加油出口单向流动到引射泵动流入口。这样，只允许燃油从加油管路流向燃油转输管路，确保了油箱内的燃油不会回流。
25.根据本实用新型的上述方面，较佳地，发动机供输油系统还可以包括：
26.供油管路，供油管路流体连接在多个油箱与飞行器的发动机之间；
27.供油泵，供油泵将多个油箱中的燃油泵送到发动机，
28.其中，引射泵动流入口流体连接到供油泵的下游。
29.通过这种设置，使得能够借助燃油泵所提供的燃油的流动来驱动引射泵工作，而无需为引射泵提供另外的动力源，并且进一步增加机翼油箱的加油速率，缩短压力加油用
时。
30.根据本实用新型的上述方面，较佳地，多个油箱可以包括布置在飞行器的机身两侧的第一油箱和第二油箱，其中，第一油箱和第二油箱各自设有第一加油出口和第二加油出口。
31.第一油箱和第二油箱布置在机身两侧，也可以称为机翼油箱，因此，当仅向机翼油箱加油时，通过设置在每个油箱中的两个加油出口，能够提高加油流量，进而增加机翼油箱的加油速率，缩短压力加油用时。
32.根据本实用新型的上述方面，较佳地，压力加油系统还可以包括切断阀，切断阀可以设置在加油入口和第一加油出口之间以及在加油入口和第二加油出口之间。能够通过切断阀来控制加油时燃油的流动路线，使得在不同的加油场景下，都能增加飞行器的油箱的加油速率，尽可能地缩短加油用时，并能够确保加油安全。
33.根据本实用新型的上述方面，为了更好地控制加油逻辑，实现最佳加油策略，较佳地，第一油箱和第二油箱的各自的第一加油出口和第二加油出口可以都设置在切断阀下游。
34.根据本实用新型的上述方面，较佳地，多个油箱还可以包括设置在第一油箱和第二油箱之间的第三油箱，第三油箱设有第三加油出口，第三加油出口经由限流孔和切断阀流体连接到加油入口。
35.根据本实用新型的上述方面，较佳地，供油泵可以包括设置在多个油箱中的翼部油箱中的主燃油泵和在多个油箱中的中央油箱中的超控泵。超控泵输出的燃油压力可以大于主燃油泵，从而形成超控供油架构，以确保发动机的供油安全。
36.根据本实用新型的上述方面，较佳地，压力加油系统还包括设置在加油入口和多个加油出口中每个加油出口之间的限流孔。这样，可以使得通过加油出口进入燃油箱内的燃油速度限制在阈值以下，确保了加油安全。
37.根据本实用新型的另一方面，提出了一种飞行器，该飞行器可以包括根据以上方面的压力加油系统。
38.根据本实用新型的压力加油系统可以包括但不限于以下列出的有益的技术效果：
39.a)对于中央油箱不加满的工况以及仅向机翼油箱进行加油的工况(对于中短航程，按任务油量派遣，无需满油飞行)，根据本实用新型的压力加油系统能够缩短加油过程用时，从而提升航司和机场的运营效率。
40.b)通过在加油过程中进行引射泵转输，利于提升集油箱液位高度，利于保证飞行器在后续的起飞和爬升过程中的发动机供油安全。
41.由此，通过本实用新型的压力加油系统能够满足使用要求，克服了现有技术的缺点并且实现了预定的目的。
附图说明
42.为了进一步清楚地描述根据本实用新型的压力加油系统，下面将结合附图和具体实施方式对本实用新型进行详细说明，在附图中：
43.图1是根据本实用新型的非限制性实施例的压力加油系统的第一示例性实施例的示意图；
44.图2是根据本实用新型的非限制性实施例的压力加油系统的第二示例性实施例的示意图；
45.图3是根据本实用新型的非限制性实施例的压力加油系统的第三示例性实施例的示意图；以及
46.图4是根据本实用新型的非限制性实施例的压力加油系统的第四示例性实施例的示意图。
47.上述附图仅仅是示意性的，未严格按照比例绘制。
48.图中的附图标记在附图和实施例中的列表：
49.100-压力加油系统，包括：
50.10-加油管路，包括：
51.11-加油入口，包括：
52.11a-压力加油接头；
53.12-多个加油出口，包括：
54.121-第一加油出口；
55.122-第二加油出口；
56.123-第三加油出口；
57.20-多个油箱，包括：
58.20a-第一油箱；
59.20b-第二油箱；
60.20c-第三油箱；
61.21-第一半部；
62.22-第二半部；
63.30-加油转输连接管路；
64.40-半密封件；
65.50-转输单向阀；
66.60-切断阀；
67.60a-第一切断阀；
68.60b-第二切断阀；
69.60c-第三切断阀；
70.70-限流孔；
71.70a-第一限流孔；
72.70b-第二限流孔；
73.70c-第三限流孔；
74.200-发动机供输油系统，包括：
75.201-供油管路，包括：
76.201a-供油管路单向阀；
77.202-供油泵，包括：
78.202a-主燃油泵；
79.202b-超控泵；
80.203-中间供油切断阀；
81.204-侧部供油切断阀；
82.205-供油单向阀；
83.210-引射泵，包括：
84.211-引射泵动流入口；
85.212-引射泵吸入流入口；
86.213-引射泵出流出口。
具体实施方式
87.应当理解，除非明确地指出相反，否则本实用新型可以采用各种替代的取向和步骤顺序。还应当理解，附图中所示及说明书中描述的具体装置仅是本文公开和限定的实用新型构思的示例性实施例。因而，除非另有明确的声明，否则所公开的各种实施例涉及的具体取向、方向或其它物理特征不应被视为限制。
88.图1是根据本实用新型的非限制性实施例的压力加油系统100的第一示例性实施例的示意图。该实施例描述了具有两油箱布局的飞行器的压力加油系统，即，该加油系统仅包括左翼油箱和右翼油箱。
89.如图所示并且根据本实用新型的非限制性实施例，压力加油系统100可以包括：加油管路10、多个油箱20和加油转输连接管路30。
90.加油管路10可以包括加油入口11和多个加油出口12，例如，加油管路10可以在加油入口11和多个加油出口12之间延伸，以将燃油从加油入口11输送到多个加油出口12，并且注入油箱中。加油入口11可以包括压力加油接头11a，压力加油接头11a例如可以具有标准的规格和尺寸。
91.在图1的实施例中，多个油箱20可以包括左翼油箱和右翼油箱，即，第一油箱20a和第二油箱20b。第一油箱20a和第二油箱20b可以布置在飞行器的机身两侧，例如关于机身对称布置。虽然在附图示出的实施例中加油入口11设置在第二油箱20b上，但是加油入口11可以替代地布置到第一油箱20a和第二油箱20b中的任一个上，或者每个油箱上都可以设有加油入口11。
92.如图所示，第一油箱20a和第二油箱20b各自设有两个加油出口，即，第一加油出口121和第二加油出口122。
93.由于左翼油箱和右翼油箱可以关于飞行器机身对称布置，并且除了加油入口11的设置之外，左翼油箱和右翼油箱的结构可以完全相同，因此，以下描述以其中一个油箱为例进行，例如以左翼油箱、即第一油箱20a为例进行，并且应当理解，该描述也同样地适用于第二油箱20b。并且为了简化起见，在附图中仅对于第一油箱20a标记了附图标记。
94.第一油箱20a可以设有半密封件40，半密封件40例如可以是半密封肋，用于将第一油箱20a分成多个部段，例如分成第一半部21和第二半部22。如图1中所示，第一半部21可以在翼展方向上更靠近外侧，而第二半部22可以更靠近机身，并且第二半部22也可以称为集油箱。例如，第一油箱20a(左翼油箱)的第二半部可以称为左翼集油箱。换言之，该半密封件40将机翼油箱分为集油箱(第二半部22)和集油箱以外的部分(第一半部21)。
95.较佳地，这些半密封件40(或半密封肋)的下部，即靠近油箱底部的位置可以设有
单向阀，仅允许燃油经由单向阀从第一半部21单向流到第二半部22，从而确保集油箱内具有充足的燃油，以确保发动机的燃油供应。
96.此外，较佳地，半密封件30的上部，即靠近油箱顶部的位置可以设有使第一半部21与第二半部22彼此流体连通的通气溢油孔(允许空气或燃油双向流动)。这样，当第一油箱20a内的燃油低于通气溢油孔的高度时，能够进行通气，从而促进燃油经由单向阀从第一半部21单向流到第二半部22，而当第一油箱20a的第二半部22内的燃油高于通气溢油孔的高度时，能够允许燃油从第二半部22内对应地溢出至第一半部21，即从集油箱内溢出至集油箱外。
97.另外，如上所述，虽然第二油箱20b未标记附图标记，但是第二油箱20b可以具有与第一油箱20a相同的布置和结构，例如，可以同样设有半密封肋，并且本文不再详细描述。
98.图1还示出了发动机供输油系统200，如图所示，发动机供输油系统200可以包括：供油管路201和供油泵202。
99.供油管路201可以流体连接在多个油箱20与飞行器的发动机之间。例如，可以将第一油箱20a流体连接到左侧发动机，并且可以将第二油箱20b流体连接到右侧发动机，并且可以使第一油箱20a与第二油箱20b彼此流体连接。
100.供油泵202可以将多个油箱20中的燃油泵送到发动机。如图所示，供油泵202可以包括设置在多个油箱20中的翼部油箱中的主燃油泵202a。例如，在图1的示例中，每个油箱设有两个主燃油泵202a，并且在主燃油泵的下游下游设有相应的单向阀，以确保燃油按照期望的流动方向流动。
101.另外，发动机供输油系统200还可以包括中间供油切断阀203、侧部供油切断阀204和供油单向阀205，以控制供应到发动机的燃油的流动路径。
102.如图所示，中间供油切断阀203可以设置在左侧发动机供油管路和右侧发动机供油管路之间，侧部供油切断阀204可以设置在左侧发动机和右侧发动机的上游，而供油单向阀205可以设置在两个主燃油泵202a的下游与侧部供油切断阀204之间。
103.作为较佳实施例，发动机供输油系统200还包括引射泵210，引射泵210包括流体连接到至少一个油箱(例如附图中的第一油箱20a)中的加油出口(例如第二加油出口122)的引射泵动流入口211、设置在第一半部21中的引射泵吸入流入口212和设置在第二半部22中的引射泵出流出口213。驱动引射泵210工作的动流来自主燃油泵202a输出的燃油或压力加油时自压力加油接头11a进入加油管路10的燃油，并且在本实用新型中，在压力加油时，主要是来自压力加油接头11a进入加油管路10的燃油。
104.在图1的示例中，引射泵210设置在供油管路201，并且引射泵动流入口211流体连接到供油泵202的下游。在发动机供输油系统200工作时，引射泵210通常可以借助主燃油泵202a所引起的燃油的流动来将第一半部21内的燃油泵送到第二半部22中，从而进一步确保优先将燃油输送到集油箱中。
105.继续参照图1，压力加油系统100还包括加油转输连接管路30，加油转输连接管路30可以流体连接在压力加油系统100的第二加油出口122与发动机供输油系统200之间，用于使流体从第二加油出口122朝向发动机供输油系统200单向流动。
106.例如，在图1的示例中，加油转输连接管路30流体连接在压力加油系统100的第二加油出口122与发动机供输油系统200的供油管路201之间，并且使来自压力加油系统100的
燃油被引导至第一油箱20a的第二半部22中。
107.应当理解，如本文所用的“朝向发动机供输油系统单向流动”是指压力加油系统100朝向发动机供输油系统200，例如朝向其一部分流动，而不会影响发动机供输油系统200内原有的燃油流动路径。另外，在压力加油系统100工作时，发动机供输油系统200通常不工作，因此，通过设置在发动机供输油系统200的供油管路201中的供油管路单向阀201a来使燃油仅在发动机供输油系统200的期望的一部分中流动。
108.较佳地，加油转输连接管路30包括设置在第二加油出口122下游的转输单向阀50。例如，该转输单向阀50可设置在第二加油出口122与引射泵210的引射泵动流入口211之间，以允许流体从第二加油出口122单向流动到引射泵动流入口211。
109.另外，加油管路10还可以包括切断阀60，例如，切断阀60可以包括设置在加油入口11和第一加油出口121之间的第一切断阀60a，以及设置在加油入口11和第二加油出口122之间的第二切断阀60b。第一油箱20a的第一加油出口121与第二加油出口122可以分别设置在第一切断阀60a和第二切断阀60b下游。
110.另外较佳地，加油管路10还可以包括限流孔70，例如，设置在加油入口11和第一加油出口121之间的第一限流孔70a，以及设置在加油入口11和第二加油出口122之间的第二限流孔70b。例如，第一限流孔70a可以设置在第一加油出口121与第一切断阀60a之间，而第二限流孔70b可以设置在第二加油出口122与第二切断阀60b之间。
111.根据图1的实施例并且如上所述，压力加油管路10与供油管路201通过加油转输连接管路30连接起来，在该加油转输连接管路30上设置有转输单向阀50(只允许燃油从加油管路10流向加油转输连接管路30)、限流孔70(防止该段管路上的燃油流速超过限制值)和切断阀60(压力加油时，用于对引射泵210转输过程进行控制)。
112.上文主要结合第一油箱20a描述了压力加油系统100的各部分的结构和布置关系，但是第二油箱20b可以以类似的方式构造，并且本文不再详细描述。
113.另外，虽然在图1的实施例中，加油转输连接管路30流体连接在压力加油系统100的第二加油出口122与发动机供输油系统200的供油管路201之间，但是，在替代实施例中，加油转输连接管路30也可与流体连接在压力加油系统100的第一加油出口121与发动机供输油系统200的供油管路201之间。
114.图2是根据本实用新型的非限制性实施例的压力加油系统100的第二示例性实施例的示意图。除了以下详细指出的不同之处之外，图2中的实施例与图1的实施例的构造相同，因此不再详细描述。
115.图2的实施例与图1的实施例的不同之处在于：
116.(1)在图2的第二示例性实施例中，取消了在压力加油管路10和加油转输连接管路30之间的连接管路上的一个切断阀，即，取消了连接在加油入口11和第二加油出口122之间的第二切断阀60b。
117.(2)将加油转输连接管路30与加油管路10的连接位置更改至第一加油出口121上游，将管路连接处设置于第一加油出口121上游的出口管路10上的第一切断阀60a与第一限流孔70a之间。
118.(3)只要第一切断阀60a打开，则向机翼油箱的加油过程以及通过引射泵210的转输过程就会发生。
119.图3是根据本实用新型的非限制性实施例的压力加油系统100的第三示例性实施例的示意图。
120.除了以下详细指出的之外，图3中的实施例与图1的实施例的构造相同，因此不再详细描述。
121.图3的实施例与图1的实施例的不同之处在于：
122.图3的实施例涉及飞行器的三个油箱的布局，即，在图3的实施例中，多个油箱20还包括设置在第一油箱20a和第二油箱20b之间的第三油箱20c，即中央油箱。第三油箱20c中可以设有第三加油出口123，第三加油出口123可以经由第三切断阀60c和第三限流孔70c流体连接到加油入口11。
123.另外，如图3所示，供油泵202还可以包括设置在第三油箱20c中的超控泵202b，例如两个超控泵202b，以分别向左侧发动机和右侧发动机供应燃油。较佳地，超控泵202b输出的燃油压力可以大于主燃油泵202a，从而形成超控供油架构。
124.对于图3中示出的三油箱布局，加油转输连接管路30上的第二切断阀60b的控制逻辑主要可以包括以下内容：
125.1)当向第一油箱20a、第二油箱20b和第三油箱20c同时加油时，关闭该第二切断阀60b以保证向三个油箱的加油流速不超过限制值；
126.2)当第三油箱20c(即中央油箱)结束加油后继续向第一油箱20a和第二油箱20b(即机翼油箱)加油时，或整个加油过程仅向机翼油箱加油时，打开该第二切断阀60b以提高机翼油箱的加油速率；
127.3)当集油箱燃油液位或燃油量达到设定的高值时，关闭该第二切断阀60b以切断引射泵210的动流。
128.基于图3所示的技术方案，进行压力加油时的压力加油系统100的工作情况如下：
129.a)将机外的加油管路通过加油接头11a与飞行器的压力加油系统100连通，并且在加油控制板上进行相关设置后即可开始加油；
130.b)对于第三油箱20c(中央油箱)的设计最大载油量不是很大的情况(保证机翼油箱的加油速率处于较高值是缩短加油时间的关键，需要将机翼油箱的限流孔尽可能设置大一些)：
131.1)当只需对第一油箱20a和第二油箱20b(即机翼油箱)进行加油时(决定加油用时的只是机翼油箱加油速率)，打开两侧的第一切断阀60a和第二切断阀60b。此时，机翼油箱内的引射泵210在来自加油管路10的燃油的流动的动能的驱动下工作。加油过程持续至第一油箱20a和/或第二油箱20b(机翼油箱)达到预设油量阈值。在加油过程中，当集油箱达到或接近满油状态后，关闭第一油箱20a和/或第二油箱20b的第二切断阀60b；
132.2)当需对三个燃油箱都加油时(决定加油用时的为第二阶段机翼油箱的加油速率)：
133.①
在加油第一阶段，对三个燃油箱同时加油。打开两侧机翼油箱的第一切断阀60a和中央油箱的第三切断阀60c，关闭两侧机翼油箱的第二切断阀60b。此时，机翼油箱内的引射泵210不工作。加油过程持续进行到第三油箱20c(中央油箱)达到预设油量值，关闭第三切断阀60c；
134.②
在加油第二阶段，继续对机翼油箱加油。保持两侧的第一切断阀60a处于打开状
态，并打开两侧的机翼油箱的第二切断阀60b。此时，机翼油箱的引射泵210在来自加油管路10的燃油的流动驱动下工作。加油过程持续至机翼油箱达到预设油量值。加油过程中，当集油箱达到或接近满油状态后，关闭第一油箱20a和/或第二油箱20b的第二切断阀60b。
135.c)对于第三油箱20c的设计最大载油量很大的情况(保证第三油箱20c的加油速率处于较高值是关键，需要将第三油箱20c的限流孔尽可能设置大一些)：
136.1)当只需对机翼油箱进行加油时(决定加油用时的只是机翼油箱加油速率)，打开两侧机翼油箱的第一切断阀60a和第二切断阀60b。此时，机翼油箱内的引射泵210在来自加油管路10的燃油驱动下工作。加油过程持续至机翼油箱达到预设油量值。加油过程中，当集油箱达到或接近满油状态后，关闭第一油箱20a和/或第二油箱20b的第二切断阀60b；
137.2)当需对三个燃油箱都加油且总加油量不很多时(决定加油用时的为第二阶段机翼油箱的加油速率)：
138.①
在加油第一阶段，对三个燃油箱同时加油。打开两侧机翼油箱的第一切断阀60a和中央油箱的第三切断阀60c，关闭两侧机翼油箱的第二切断阀60b。此时，机翼油箱的引射泵210不工作。加油过程持续进行到中央油箱达到预设油量值，此时，可以关闭第三切断阀60c；
139.②
在加油第二阶段，继续对机翼油箱加油。保持两侧机翼油箱的第一切断阀60a处于打开状态，并打开两侧机翼油箱的第二切断阀60b。此时，机翼油箱的引射泵210在来自加油管路10的燃油的流动驱动下工作。加油过程持续至机翼油箱达到预设油量值。加油过程中，当集油箱达到或接近满油状态后，关闭第一油箱20a和/或第二油箱20b的第二切断阀60b。
140.3)当需对三个燃油箱都加油且总加油量很多时(此为严酷工况，决定加油用时的为第二阶段中央油箱的加油速率，需要将中央油箱的限流孔尽可能设置大一些)：
141.①
加油第一阶段，对三个燃油箱同时加油。此时，保持两侧机翼油箱的第一切断阀60a和中央油箱的第三切断阀60c处于打开状态，保持两侧机翼油箱的第二切断阀60b处于关闭状态。加油过程持续至机翼油箱达到预设燃油量值，关闭两侧机翼油箱的第一切断阀60a；
142.②
加油第二阶段，只对第三油箱20c加油。保持第三切断阀60c处于打开状态，保持两侧机翼油箱的第一切断阀60a和第二切断阀60b处于关闭状态。
143.需要指出的是，在压力加油过程中，包括主燃油泵202a(附图中示出了4个)、超控泵202b(图3中示出了2个)、中间供油切断阀203和侧部供油切断阀204在内的发动机供输油系统200的相关设备均不工作。
144.图4是根据本实用新型的非限制性实施例的压力加油系统100的第四示例性实施例的示意图。
145.除了以下详细指出的之外，图4中的实施例与图2的实施例的构造相同，因此不再详细描述。
146.图4的实施例与图2的实施例的不同之处在于：
147.图2的实施例涉及两个油箱的布局，而图4的实施例涉及三个油箱的布局，即，在图4的实施例中，多个油箱20还包括设置在第一油箱20a和第二油箱20b之间的第三油箱20c，即中央油箱。第三油箱20c中可以设有第三加油出口123，第三加油出口123可以经由第三切
断阀60c和第三限流孔70c流体连接到加油入口11。
148.另外，如图4所示，供油泵202还可以包括设置在第三油箱20c中的超控泵202b，例如两个超控泵202b，以分别向左侧发动机和右侧发动机供应燃油。较佳地，超控泵202b输出的燃油压力可以大于主燃油泵202a，从而形成超控供油架构。
149.对于图4所示的技术方案进行压力加油时的系统工作情况与以上关于图3中描述的工作情况类似。区别仅在于：
150.(1)在图4的第四示例性实施例中，取消了在压力加油管路10和加油转输连接管路30之间的连接管路上的切断阀60，即，取消了连接在加油入口11和第二加油出口122之间的第二切断阀60b。
151.(2)将加油转输连接管路30与加油管路10的连接位置更改至第一加油出口121上游，将管路连接处设置于第一加油出口121上游的出口管路10上的第一切断阀60a与第一限流孔70a之间。
152.(3)只要第一切断阀60a打开，则向机翼油箱的加油过程以及通过引射泵210的转输过程就会发生。
153.因此，为了简化，本实用新型不再进行详细描述图4中的压力加油系统的工作情况，本领域技术人员参照以上关于图3描述的系统工作情况可以容易地设想图4中的压力加油系统系统的工作情况。
154.另外，虽然在图2和4的实施例中，第一油箱20a和第二油箱20b都示出为取消了连接在加油入口11和第二加油出口122之间的第二切断阀60b，但是在未示出的实施例中，可以仅第一油箱20a或者第二油箱20b取消了第二切断阀60b。进一步地，在其他实施例中，也可以是取消了第一切断阀60a，并且将管路连接处设置于第二加油出口122上游的出口管路10上的第二切断阀60b与第二限流孔70b之间。
155.另外，应当理解，在第一油箱20a、第二油箱20b和第三油箱20c之间的燃油箱分界面上，除了通过专门设置的管路和特定设备以外，燃油无法经过燃油箱分界面自由流动。
156.如本文所用的表示方位或取向的术语“上游”、“下游”以及用于表示顺序的用语“第一”、“第二”等仅仅是为了使本领域普通技术人员更好地理解以较佳实施例形式示出的本发明的构思，而非用于限制本发明。除非另有说明，否则所有顺序、方位或取向仅用于区分一个元件/部件/结构与另一个元件/部件/结构的目的，并且除非另有说明，否则不表示任何特定顺序、操作顺序、方向或取向。例如，在替代实施例中，“第一油箱”可以是“第二油箱”，并且“第一切断阀”可以替代地是指“第二切断阀”，而“第一限流孔”可以是“第二限流孔”。
157.综上所述，根据本实用新型的实施例的压力加油系统100克服了现有技术中的缺点，实现了预期的实用新型目的。
158.虽然以上结合了较佳实施例对本实用新型的压力加油系统进行了说明，但是本技术领域的普通技术人员应当认识到，上述示例仅是用来说明的，而不能作为对本实用新型的限制。因此，可以在权利要求书的实质精神范围内对本实用新型进行各种修改和变型，这些修改和变型都将落在本实用新型的权利要求书所要求的范围之内。

技术特征：
1.一种压力加油系统(100)，所述压力加油系统包括：加油管路(10)，所述加油管路包括加油入口(11)和多个加油出口(12)；以及多个油箱(20)，所述多个油箱中的每个油箱中设有所述多个加油出口(12)中的至少一个加油出口，其特征在于，所述压力加油系统(100)还包括加油转输连接管路(30)，所述加油转输连接管路流体连接在所述压力加油系统(100)的所述至少一个加油出口与发动机供输油系统(200)之间，用于使流体从所述至少一个加油出口朝向发动机供输油系统(200)单向流动。2.根据权利要求1所述的压力加油系统(100)，其特征在于，所述多个油箱(20)中的至少一个油箱设有半密封件(40)，所述半密封件(40)将所述至少一个油箱分成第一半部(21)和第二半部(22)，并且其中，所述半密封件(40)的底部设有允许流体从所述第一半部(21)单向流到所述第二半部(22)的单向阀，而所述半密封件(40)的上部设有使所述第一半部(21)与所述第二半部(22)彼此流体连通的通气溢油孔。3.根据权利要求2所述的压力加油系统(100)，其特征在于，所述发动机供输油系统(200)包括引射泵(210)，所述引射泵包括流体连接到所述至少一个油箱中的加油出口的引射泵动流入口(211)、设置在所述第一半部(21)中的引射泵吸入流入口(212)和设置在所述第二半部(22)中的引射泵出流出口(213)。4.根据权利要求3所述的压力加油系统(100)，其特征在于，所述加油转输连接管路(30)包括设置在所述至少一个加油出口下游的转输单向阀(50)，所述转输单向阀允许流体从所述至少一个加油出口单向流动到所述引射泵(210)的所述引射泵动流入口(211)。5.根据权利要求4所述的压力加油系统(100)，其特征在于，所述发动机供输油系统(200)还包括：供油管路(201)，所述供油管路流体连接在所述多个油箱(20)与飞行器的发动机之间；供油泵(202)，所述供油泵将所述多个油箱(20)中的燃油泵送到所述发动机，其中，所述引射泵动流入口(211)流体连接到所述供油泵(202)的下游。6.根据权利要求1所述的压力加油系统(100)，其特征在于，所述多个油箱(20)包括布置在飞行器的机身两侧的第一油箱(20a)和第二油箱(20b)，其中，所述第一油箱(20a)和所述第二油箱(20b)各自设有第一加油出口(121)和第二加油出口(122)。7.根据权利要求6所述的压力加油系统(100)，其特征在于，还包括切断阀(60)，所述切断阀设置在所述加油入口(11)和所述第一加油出口(121)之间以及在所述加油入口(11)和所述第二加油出口(122)之间。8.根据权利要求7所述的压力加油系统(100)，其特征在于，所述第一油箱(20a)和所述第二油箱(20b)的各自的所述第一加油出口(121)和所述第二加油出口(122)都设置在所述切断阀(60)下游，并且还包括设置在所述加油入口(11)和所述第一加油出口(121)和所述第二加油出口(122)之间的限流孔(70)。9.根据权利要求6-8中任一项所述的压力加油系统(100)，其特征在于，所述多个油箱(20)还包括设置在所述第一油箱(20a)和第二油箱(20b)之间的第三油箱(20c)，所述第三油箱设有第三加油出口(123)，所述第三加油出口经由限流孔和切断阀流体连接到所述加油入口(11)。10.一种飞行器，其特征在于，所述飞行器包括根据权利要求1-9中任一项所述的压力
加油系统(100)。

技术总结
本实用新型涉及一种压力加油系统，包括：加油管路，加油管路包括加油入口和多个加油出口；以及多个油箱，多个油箱中的每个油箱中设有多个加油出口中的至少一个加油出口，其中，该压力加油系统还包括加油转输连接管路，加油转输连接管路流体连接在压力加油系统的该至少一个加油出口与发动机供输油系统之间，用于使流体从至少一个加油出口朝向发动机供输油系统单向流动。在该压力加油系统中，通过将加油管路与加油转输连接管路相连通，能够将加油管路中的部分燃油分流至加油转输管路中，从而一定程度上提高了机翼油箱的加油速率，在满足加油速率限制的前提下，避免采用直径更大的加油管路。另外，本实用新型还涉及一种飞行器。本实用新型还涉及一种飞行器。本实用新型还涉及一种飞行器。


技术研发人员：龚昊 徐铭浩 张冬 张霄宇
受保护的技术使用者：中国商用飞机有限责任公司
技术研发日：2022.11.16
技术公布日：2023/3/24