某飞机地面压力加油接头舱的优化设计
飞机加油安全规范
飞机加油安全规范1范围本标准规定了飞机加油对加油设备和油品质量控制的要求以及与飞机加油作业有关人员的安全操作方法与行为准则。
本标准适用于使用石油液体燃料的各类飞机在地面加(放)燃油的操作和飞机在维修过程中的加油和放油。
本标准不适用于飞机空中加油、水陆两用飞机的水上加油、飞机燃料系统制造过程飞机燃料箱的加油和放油。
2引用标准下列标准所包含的条文，通过在本标准中引用而构成为本标准的条文，在标准出版时，所示版本均为有效，所有标准都会被修订，使用本标准的各方应探讨使用下列标准最新版本的可能性。
GB 4756,84 石油和液体石油产品取样法(手工法)ASTM D2276,91 航空燃料颗粒污染物测定法(第三版)ASTM D4057,88 石油及石油产品手工取样标准操作方法ASTM D 4306,91 试验受痕量污染物影响的航空燃料采样器规程API 1529,82 航空加油软管API 1581,89 航空喷气燃料过滤分离器规范和评定程序(第三版)BS 3158,85 飞机地面加油和泄油用橡胶软管及软管总成IP 216,86 石油测量手册SH/T 0093,91 喷气燃料固体颗粒污染物含量测定法 3定义本标准采用下列定义。
3.1 罐式加油车tank refueller一种装有储油罐、油泵、过滤分离器、调压装置、流量计、加油胶管及接头(油枪)等部件，具有泵油、调压、净化、计量的功能，能独立完成为飞机供油的专用车辆。
3.2 管理线加油车hydrant dispenser一种不载储油罐和油泵，装有过滤分离器、调压装置、流量计、加油胶管及接头等部件，具有调压、净化、计量的功能，启动使用油库的油泵，使航油通过该装置完成为飞机供油的专用车辆。
3.3 呆德曼控制器deadman control valve罐式加油车和管线加油车上安装一种使加油操作人员能在加油车较远距离手握的控制油泵的启、行，并在加油操作人员发生意外的情况下松手即能停止作业的安全控制装置。
某型飞机燃油加油系统故障分析与排除
某型飞机燃油加油系统故障分析与排除作者：毕海亮来源：《航空维修与工程》2021年第10期摘要：某型飞机燃油系统压力加油过程中接通右Ⅱ—Ⅲ组预检开关时不能正常中断加油，本文针对该故障进行分析，找出故障源并进行相应的排除，使燃油加油系统恢复正常工作；梳理相关故障排除路线，总结归纳地面维护人员需注意的事项和建议。
关键词：燃油；加油系统；预检；故障分析Keywords：fuel；refueling system；pre-inspection；fault analysis0 引言燃油系统主要为飞机正常飞行提供持续动力。
相对于供油系统，燃油加油系统故障的验证过程需要消耗大量燃油，因此故障分析必须严谨、全面，以精准找到故障源。
本文通过对某型飞机燃油加油系统故障的分析，找出故障源并进行相应排除，使燃油加油系统恢复正常工作。
1 故障现象某型飞机在燃油系统压力加油过程中，同时给左右Ⅰ组、Ⅱ—Ⅲ组油箱加油，当对各组油箱“应急油面”控制装置进行预检时，接通右Ⅱ—Ⅲ组预检开关，发现该组油量表数值及光环百分数仍在变化，加油电磁开关不能正常中断加油。
2 故障分析2.1 燃油加油系统该型飞机加油系统包括压力加油和重力加油两部分。
压力加油通过安装于左起落架舱内右侧壁的压力加油自封接头和配电盒进行，重力加油通过位于Ⅰ、Ⅲ组油箱上表面的加油口进行。
压力加油系统的功用是对地面加油进行控制，既可同时对各组油箱加油也可单独对某一组油箱加油。
压力加油系统由压力加油接头GJB60-85、临界压力信号器XY3.5-2、危险压力信号器XY-2、预检电磁开关RDF-23A、浮子活门RFF-14、加油电磁开关RDK-13A、真空活门QYF-32、重力加油口4A4-170以及导管、检查仪表和操纵开关组成。
采用压力加油系统将油箱加满时，油量表传感器发出满油信号，自动接通黄色满油信号灯，同时关闭加油电磁开关，停止加油。
此时油量表传感器发出满油信号的油面称为“正常油面”，“正常油面”距离油箱顶部70mm，加油量约为3600kg。
飞机地面压力加油系统的优化性能分析
和 ３ Ｔ等 ８种 吨位 ） 在 加 油 车 的泵 源 作 用 下 ， 油 ４ ， 燃
经飞 机上 的加 油 接头 （ Ａ） 过 Ｂ点 后 的各 支 路 向 Ｒ、 通
各组油箱加油。改装后 的压力管路极其 复杂 ， 过 通 各油 箱油 路 上 的 压 力 损 失 与 管 路 流 量 成 非 线 性 关
Ｖｏ ． ２ ＮＯ ３ １３ ． Ｓ ｐ． ０ ２ ｅ ２０
飞 机 地 面 压 力 加 油 系统 的 优 化 性 能 分 析
董 杰’魏 ， 军２李嘉 林２董成喜２ ， ，
（． １ 空军 工程 大 学 工程 学 院 ， 陕西 西安 ７ ０ ３ ；． １０ ８２ 空军 工程 大学 电讯 工程 学 院 ， 陕西 西 安 ７ ０ ７ ） １０ ７
基 金项 目： 空装科研部科研基 金资助（ Ｊ ９ ７ ） Ｋ ９０ ２ 作者 简介 ： 董杰（ ９ ０ ， ， １８ 一）男 山东 滕州人 ． 硕士研究生 ， 主要从事飞行器设计及优化控制等方面的研究 。
维普资讯
４
航 空 计 算 技 术
第３ ２卷
在实 际应 用 时 经 常 出 现 早 熟 收敛 的 现象 ； 火 单 纯 退
形法虽在一定程度上克服 了模拟退火算法搜索冗长 的缺点 ， 但效率仍较低（ 虽然较遗传算法有优势） 。
收 稿 日期 ：ｏ ２一Ｏ ２０ ４—２ Ｏ
ｗ、 Ｔ的压力传感器（ 图中只标出其所在位 置） 以监 ， 测 加 油控制 活 门关 闭 时 的最 大冲击 压 力 。节 流装 置 的配 置通 常 既要 考 虑 分 配 流 量 的要 求 ， 要 兼 顾 保 又
１ 飞 机 地 面 压 力 加 油 系统 模 型 分 析
１ １ 管路系统模型 ．
某型飞机地面压力加油控制面板舱的优化设计
蒙 皮 开 Ｖ后 会导致 开 Ｖ周 围蒙 皮 强度 下 降 ， Ｉ Ｉ 因此必 须 进行 加 强 。舱 Ｖ盖 是 和蒙 皮厚 度 相 同 的薄板 ， Ｉ 为能
承受气 动 力 和增加 其 受力 后 的稳定 性 ， 在 面衬一 块 有 凸槽 的薄板 （ 图 ２所 示 ） 用 铆钉 连 接在 一 起 。 如 ，
ＢＢ － 剖视 图
＿ ／．
图 ２ 控 制 面板 舱 设 计 不 意 图
通过 上述 分析 ， 以将各 个构 件 分别 予 以考虑 ， 后综 合到 一起 ， 立 整个 方 案 的数 学模 型 ｊ 可 然 建 。 根据 结构 图 和设计 所 考 虑 的各 个 因素 。 安装 板 的设 计参 数 见式 （ ） １ 。式 （ ） ，： １ 中 Ｌ 为长 度 ， 为宽 度 。 。 为厚 度 。 Ⅳ 为位 置 。各 参数 的几何 约 束条 件应 考虑 ： 安装 板 应 能安装 下控 制 盒 及 预检 开关 ， 同时 受 隔框 及 桁 条的限制 ； 的位 置 由控 制 面板 上 的按 钮 （ 关 ） 它 开 尺寸 确 定 ； 度 、 度 根 据 控 制 面 板 而定 。 因此 ， 设 计 参 厚 宽 各 数 的几何 约束 见式 （ ） ２ 。开 口的大 小 应能 方便 地进 行加 油 时控 制 系统 的各项 操 作 ， 使 口盖 的外 形 美 观 ， 并 同 时蒙皮 加 强板 应 能使 蒙皮 的强度 和 刚度满 足 飞行 的要 求 ， 又要 求加 强后 口盖增 加 的重 量最 轻 ， 而加 强板 受 隔
ｌ 问 题 的提 出
某型 飞机 控 制 面板 舱 内安装 有 控制 盒 和预 检开 关 ， 它是 飞机 改装 地 面压 力加 油 系统 的操 纵 与控 制 中心 。 其要求 安 全可 靠 、 操纵 方 便 。根 据 飞机 加装 地 面 压力 加 油 系统 改装 方 案 【 ， 油 的 接 头 安装 在 飞 机 １ １加 ］ ８—１ ９
飞机管线加油车
7 液压系统简介 • 本管线加油车的液压系统由取力器引出汽车发动机力，
带动一支CB－36齿轮泵为液压泵1，结合液压油箱22、 溢流阀3及管汇形成液压带动整车的液压系统，操纵车上 的机构。溢流阀调定压力为11Mpa，液压系统操纵的机构 有下列四个： • ⑴升降平台升降机构 • 液压油手动换向阀6、单向节流阀7、液控单向阀8进入 二支单向作动筒9，使升降平台降。 • 操纵位于驾驶室一侧升降平台底部框架上的平台升降手 动换向阀6、或在平台上操纵三位四通组合气阀用气缸来 带动手动换向阀6可使平台升降。
• ⑶航油的压力控制、稳压、缓冲装置 • 在压力加油接嘴28内分别装有稳压器形成主压力控制。
当飞机油箱加满而关闭时，稳压器控制阀门关闭，保证压 力加油接嘴后的压力静压不超过0.35MPa，波动压力超过 0.8MPa • 本设备将压力控制阀装在地井软管接头12内，并由管 路中的文氏管37及故障安全系统空气压力调节阀44调定 压力，共同控制阀门的打开、节流及关闭。 • 为防止管线加油车内因压力波动产生较高的冲击压力， 在管线旁路装有NXQ皮囊蓄能器38。其中充有氮气，可 吸收部分冲击能量，减少压力波动。
1.0 MPa
• 短期波动压力
1.3 MPa
• 耐静压
2.0 MPa
5. 管线加油车外形图 6. 管线系统 • 本系统包括了加油过程中航油经过的所有管线、装置等 按其各部分的功能大致可分为如下几个部分： • ⑴管线流程 • 管线加油车加油时，由地井软管接头1与机坪上的地井 相接而引入航油，经4地井软管3、粗过滤器4、旋转接头 6、4球阀7进入硬管、再进入过滤器／水分离器12，经流 量计16后由三个球阀7、35分为三个支路，一条经球阀7 通向升平台2.5软管30，经压力加油接嘴28与飞机油箱入 口相接完成加油。另外二路分别经球阀35、再经再压力加 油接嘴28飞机油箱入口相接完成加油。
飞机地面压力加油延迟时间的算法研究
【 摘
要】 从流体 网络算法和时间微分 思想出发 ， 建立了一种 用于计算飞机地面压力加油延迟时间
的计算模型， 模型很好地解决了飞机地 面压力加油系统管路复杂 ， 油延迟时间计算困难的问题。针对 加
某型飞机地面压力加油系统的具体要求， 计算了在一定地面加 油压力下， 各组油箱的满油延迟时间。计 算结果用于某型 该计算模型对飞机地面压力加油系统的
中图分 类号 ： Ｈ１ ， ２ ８１ 文 献标 识码 ： Ｔ ６Ｖ ２． Ａ
１ 言 引
飞机地面压力加 油系统是现代先进 飞机重要的功能系统之
一
。
为 了保证飞行安全 ， 设计时不但要十分重视系统工作的可靠
性， 还应使系统加油延迟 时间尽可能缩短并且其大小不得超 过设
计值 【 对于小型 飞机或者 军机而言 ， ｌ １ ， 通常加油 时只有一个状态
的 验证 。
图 １某型飞机地面压力加油系统原理 图
２２计算分 析 ．
如图 ２ 所示 ， 油面控制器安装在油箱 １ ， 上 进入油箱 １ 的燃 油量 Ｑ是一定值 ， 组油 箱满油时 的总容积 已知 ， 即可获得 实 际满油时间 Ｔ ＶＱ ＝ ／ 。当油箱 １ 油时 ， 满 油面控制发 出满油信号 ， 而实际上油箱 ２或油箱 ３ 没有 到达满油位置 。若要将 该组 油 还
何鹏 刚 吴 丁毅 刘振 侠 黄 伟
（ 西北 工业大 学 动力 与能源学 院 ， 西安 ７０ ７ ） １０ ２
Ｒｅ ｅ ｃ ｎ ａ ｌｏ ｉ ｍ ｏ ｅ ａ ｉ ｆａｒ ｒ ｆ ｇ ｏ ｎ ｅ ｕ ｌ ｇ ｓ ｓ ｅ ｓ ａｒ ｈ ｏ ｎ ａｇ ｒ ｈ ｆ ｒ ｌｙ ｔ ｔ ｄ ｍｅ ｏ ｉ ａ ｔ ｒ ｕ ｄ ｒ ｆ ｅ ｉ ｙ ｔ ｍ ｃ ｎ
某型飞机压力加油不正常故障分析及解决方案
某型飞机压力加油不正常故障分析及解决方案范吉林【摘要】Through the analysis of the reason that fuel tanks of NoBE180, NoBE181 of X airplane fuel abnormally by pressure, the paper puts forward the corresponding solutions. The practice verifies that these solutions can clear up this kind of breakdown.%通过对某型飞机BE180、BE181前组油箱压力加油不正常故障的原因的分析。
提出了相应的解决方案，这些解决方案可以排除此类故障。
【期刊名称】《长沙航空职业技术学院学报》【年(卷),期】2012(012)004【总页数】4页(P46-49)【关键词】某型飞机;压力加油不正常;解决方案【作者】范吉林【作者单位】长沙五七一二飞机工业有限责任公司,湖南长沙410000【正文语种】中文【中图分类】V233.2在对某型飞机BE180、BE181进行压力加油时，前组油箱正常油满信号灯不亮。
经检查BE180飞机前组油箱没加进油，BE181前组油箱没加满，油平面离加油口大约20cm。
图1 压力加油控制工作原理图1.燃油浮子阀2.导压管3.正常油满信号灯4.应急油满信号灯5.燃油电磁开关1 工作原理压力加油控制工作原理如图1所示。
［1］压力加油控制系统包括正常系统和应急控制系统。
压力加油时，当机身油箱中的油面上升到规定高度时，油箱中燃油浮子阀中的浮子浮起，导压管中的油压升高，使燃油电磁开关中的正常控制腔工作，燃油电磁开关关闭，切断加油油路，正常油满信号灯(黄色)燃亮。
当正常控制系统有故障时，油箱油面会继续上升，当上升到应急油面时，燃油浮子阀中的应急油满信号器接通电路，使燃油电磁开关中的应急控制腔工作，燃油电磁开关关闭，切断压力加油油路，应急油满信号灯(红色)燃亮。
飞机加油模拟系统设计及试验
机床与液压
ＭＡＣＨＩＮＥＴＯＯＬ＆ ＨＹＤＲＡＵＬＩＣＳ
Ｆｅｂ２０２０ Ｖｏｌ４８Ｎｏ３
ＤＯＩ：１０．３９６９／ｊｉｓｓｎ１００１－３８８１２０２００３０２７ 本文引用格式：康飞，段安鹏，罗建军，等．飞机加油模拟系统设计及试验［Ｊ］．机床与液压，２０２０，４８（３）：１２７－１３０．
ＲｅｓｅａｒｃｈＩｎｓｔｉｔｕｔｅ，Ｓｈａｎｇｈａｉ２０１２１０，Ｃｈｉｎａ）
Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ａｃｃｏｒｄｉｎｇｔｏｒｅｆｕｅｌｉｎｇｐｒｅｓｓｕｒｅｔｅｃｈｎｉｃａｌｔａｒｇｅｔｏｆａｉｒｃｒａｆｔｆｕｅｌｓｙｓｔｅｍ，ｔｈｅｒｅｆｕｅｌｉｎｇｓｉｍｕｌａｔｉｏｎｓｙｓｔｅｍ ａｎｄｉｔｓｃｏｎｔｒｏｌ ｓｙｓｔｅｍ ａｒｅｄｅｓｉｇｎｅｄａｎｄｉｍｐｌｅｍｅｎｔｅｄ．Ｔｈｅｃｏｍｐｒｅｈｅｎｓｉｖｅｔｅｓｔｗａｓｃａｒｒｉｅｄｏｕｔｏｎｔｅｓｔｂｅｎｃｈ．Ｔａｋｉｎｇｔｈｅａｐｐｒｏａｃｈｏｆｂｙｐａｓｓｓｈｕｎｔａｎｄ ｓｅｒｉｅｓｔｈｒｏｔｔｌｉｎｇ，ｔｈｅｒｅｆｕｅｌｉｎｇｐｒｅｓｓｕｒｅａｎｄｆｌｏｗｒａｔｅｗｅｒｅｃｏｎｔｒｏｌｌｅｄｉｎｃｌｏｓｅｄｌｏｏｐｂｙｅｌｅｃｔｒｏｈｙｄｒａｕｌｉｃｓｅｒｖｏｒｅｇｕｌａｔｅｓｙｓｔｅｍ．Ｔｈｅｓｙｓ ｔｅｍｄａｔａａｃｑｕｉｓｉｔｉｏｎ，ｐｒｏｃｅｓｓｉｎｇ，ｏｕｔｐｕｔｗｅｒｅｉｍｐｌｅｍｅｎｔｅｄｂｙＬａｂＶＩＥＷ ｓｏｆｔｗａｒｅａｎｄｓｉｇｎａｌｃｏｎｄｉｔｉｏｎｉｎｇｉｎｕｐｐｅｒｌｅｖｅｌ．Ｔｈｅｐｒｏｃｅｓｓ ｃｏｎｔｒｏｌｗａｓｉｍｐｌｅｍｅｎｔｅｄｂｙｕｓｉｎｇＰｒｏｐｏｒｔｉｏｎＩｎｔｅｇｒａｔｉｏｎＤｉｆｆｅｒｅｎｔｉａｔｉｏｎ（ＰＩＤ）ａｌｇｏｒｉｔｈｍ．Ｂａｓｅｄｏｎｌｏａｄｓｉｍｕｌａｔｉｏｎａｎｄｔｗｏｐｒｅｓｓｕｒｅ ｃｌｏｓｅｄｌｏｏｐｃｏｎｔｒｏｌｃｈａｎｎｅｌｓｗｉｔｃｈ，ｒｅｆｕｅｌｉｎｇｐｒｅｓｓｕｒｅｗａｓｍａｄｅｓｔａｂｌｅｏｎｔｈｅｇｒｏｕｎｄ，ｈａｖｉｎｇｇｏｏｄａｃｃｕｒａｃｙａｎｄｓｔａｂｉｌｉｔｙｏｎｒｅｆｕｅｌｉｎｇ ｊｏｉｎｔ．Ｓｅｖｅｒａｌｇｒｏｕｐｓｏｆｓｔｅｐｒｅｓｐｏｎｓｅａｎｄｉｍｐａｃｔｒｅｓｐｏｎｓｅｃｕｒｖｅｗｅｒｅｇｉｖｅｎｂｙｔｈｅｔｅｓｔ．Ｔｈｅｒｅｓｕｌｔｓｈｏｗｓｔｈａｔｔｈｅｒｅｆｕｅｌｉｎｇｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ ｓｙｓｔｅｍ ｃａｎｐｒｏｖｉｄｅｒｅｑｕｉｒｅｄｒｅｆｕｅｌｉｎｇｐｒｅｓｓｕｒｅｆｏｒａｉｒｃｒａｆｔ，ｗｈｉｃｈｃｏｎｔｒｏｌｓｙｓｔｅｍ ｐｒｅｃｉｓｉｏｎｍｅｅｔｓｔｈｅｄｅｍａｎｄｅｄｔｅｃｈｎｉｃａｌｔａｒｇｅｔ．
基于FLowmaster的飞机压力加油系统管路设计仿真
（ 】 ）
Ａ
：
ｖ ４Ｘ１
：５ ３ ７ ７ ． ５
２
考 虑 加油 管径 必 须保 证加 油系 统 导管 内 燃 油流 速不 大于 ７ ｍ ／ ｓ ， 因此加 油总 管直径 （ 内 径 ）Ｄ 总必须 大于 ：
５ １ ９ ０ ４ ０
摘 要 基 于 某 民 用 飞机 压 力加 油 系统 设 计 特 点 ， 应 用Ｆ ｌ ｏ ｗ ｍ ａ ｓ ｔ ｅ ｒ 对压 力加 油 系统进 行 了仿真 计 算 ，并 通过 原 理性 试验 验 证 ，证 明计算 仿真
结 果真 实有 效 ， 能够有 效提 高压 力加 油 系统 研 制 效 率 ，降低 研 制成 本。文 中所提 到 的仿 真 计算 方 法可 为其 它验 证 流体 管路 系统 设 计 提 供参 考 。 关键 词
压 力加 油 系统 ；管路 设 计仿真 ；Ｆ ｌ ｏ ｗ ｍ ａ ｓ ｔ ｅ ｒ ； 试验
本 报 告 现 阶 段 仅 针 对 正 常 压 力 加 油 状 态 下进 行 仿 真 计算 ，涉 及 内容 ： （ １ ）同 时 向４ 组油 箱加 油 满油 限流 孔 匹配 ； （ ２ ）压 力 加 油满 油时 间计 算 。 ２ ． ２ 管路 直径 理论 计 算
Ｄ Ｏ Ｉ ：１ ０ ． ３ ９ ８ ９ ／ ｊ ． ｉ ｓ ｓ ｎ ． １ ０ ０ １ — ８ ９ ７ ２ ． ２ ０ １ ３ ． １ ５ ． ０ ６ ８
基于 Ｆ Ｌ ｏ ｗｍａ ｓ ｔ ｅ ｒ 的飞机压 力加油系统管路设计仿 真
黄万 甲，王 乐 中航 通 飞研 究院有限公 司动 力环控研 究室， 广 东省珠 海市
为 了保证 体积 流 量能 够 完全满 足质 量 流 量 的要 求 ， 由于燃 油的 密度 不是 定值 ， 因此 以最 小 密度 计算 体积 流量 ，燃 油 的最 小密 度 为７ ７ ５ ｋ ｇ ／ ｍ （ ２ ０ ℃） ，计 算得体 积流 量为 ：
航空油料加油初级理论试题3
﹛A﹜飞机加油栓井不应该布置在﹛.XZ﹜。
(A) 飞机停放区(B) 加油支管上(C) 加油主管上(D) 飞机发动机正下方﹛B﹜D﹛A﹜新建大型机坪管网宜设置﹛.XZ﹜。
(A) 门禁系统(B) 安防系统(C) 检漏系统(D) 监控系统﹛B﹜C﹛A﹜机坪管网隔断阀井应采用﹛.XZ﹜，接管处设密封装置防止水分进入。
(A) 钢筋混凝土一次性浇筑(B) 钢材铸造(C) 塑料一次成形(D) 玻璃钢制造﹛B﹜A﹛A﹜机坪管网应设置低点排污装置、高点放气装置及防水击的卸压装置。
﹛B﹜√﹛A﹜加油栓井应设置在飞机发动机正下方。
﹛B﹜×﹛A﹜机坪管网高点排放的作用是﹛.XZ﹜。
(A) 排出管网内的气体(B) 排出油泵内的气体(C) 排出加油栓内的气体(D) 排出过滤器内的气体﹛B﹜A﹛A﹜机坪管网高点排放的作用是排除系统内气体，﹛.XZ﹜。
(A) 防止油品变质(B) 防止管道气蚀(C) 确保加油计量准确(D) 防止气阻断流﹛B﹜C﹛A﹜机坪管网高点排放除可以排除系统内气体外，也可以排出部分﹛.XZ﹜。
(A) 添加剂(B) 水分杂质(C) 静电(D) 硫化物﹛B﹜Ｂ﹛A﹜机坪管网高点排气装置，可以在管网首次进油时﹛.XZ﹜。
(A) 快速排放静电(B) 快速排放沉淀(C) 快速排水(D) 协助管网快速排气﹛B﹜D﹛A﹜机坪管网高点排气装置的作用是排出管网内气体，确保加油计量准确。
﹛B﹜√﹛A﹜机坪管网高点排气装置的作用除了排出管网内气体外，没有别的积极作用。
﹛B﹜×﹛A﹜作用﹛.XZ﹜。
(A) 排出变质油品(B) 排出管内空气(C) 排出水分和杂质(D) 排出多余添加剂﹛B﹜C﹛A﹜机坪管网低点排放装置设置于管网管道底部，以便于﹛.XZ﹜。
(A) 油品和水分聚集(B) 水分和杂质聚集(C) 油品和杂质聚集(D) 油品和空气聚集﹛B﹜B﹛A﹜机坪管网定期进行低点排放，可以减少﹛.XZ﹜的可能性。
(A) 油品变质(B) 油品气化(C) 油品溶解水增加(D) 油品放电﹛B﹜A﹛A﹜机坪管网定期进行低点排放，是﹛.XZ﹜的必要手段。
飞机燃油系统论文
浅析飞机燃油系统【摘要】飞机燃油系统的功用是储存燃油，并且在允许的飞行状态和飞行高度下，按需要的压力和流量，安全可靠地将燃油供给发动机。
飞机燃油系统又称外燃油系统，因为发动机上还有一套系统将燃油输送到燃烧室内去，后者称为内燃油系统。
发动机依靠燃油燃烧产生热量作功，推动飞机飞行。
燃油是飞机的能源，燃油系统是飞机能源的供应系统。
飞机上用来贮存和向发动机连续供给燃油的整套装置，又称外燃油系统。
分类燃油系统主要有两种型式：重力供油式和油泵供油式。
前者是最简单的燃油系统，多用于活塞式发动机的轻型飞机。
这种系统的油箱必须高于发动机，在正常情况下燃油靠重力流进发动机汽化器。
现代喷气飞机都采用油泵供油式燃油系统。
油箱内的燃油被增压油泵压向发动机主油泵。
为了提高系统的可靠性和保证安全，燃油系统大都采用“余度设计”的原则，即系统中的关键元件和通路,如油泵和供油管路至少配置两套,一旦系统中某一元件有故障时，备用元件或通路自动接通。
组成喷气飞机耗油量大，燃油系统比较复杂。
它一般由燃油箱、输油和供油管路、油箱通气增压分系统、油量指示和自动控制分系统等组成（图1 喷气飞机燃油系统）。
①燃油箱：轻型低速飞机多采用铝合金焊接油箱。
喷气飞机多用尼龙薄膜油箱或整体油箱。
整体油箱直接利用机身和机翼结构内部的一部分空间作为油箱。
为了保证油箱密封，结构缝隙均用弹性的密封胶堵塞。
在每个油箱的最低点都装有汲油泵，用以向发动机或其他油箱供油。
在歼击机上，为了使飞机在倒飞时供油不致中断,通常在主油箱的底部还设有倒飞油箱或倒飞装置(图2配重活门式倒飞油箱)。
②压力加油系统：喷气飞机载油多，油箱数量也多，如果用注入的方式逐个油箱加油太费时间。
为此在飞机上较低的部位设置一个压力加油口，用较粗的管子和各个油箱连通，由地面压力加油车迅速把全部油箱加满。
③通气增压系统：飞机由高空急速俯冲到海平面时，油箱如没有通气增压管道与大气相通，油箱便会在强大的外界压力下压瘪。
飞机地面压力加油系统动特性研究
加油控制装置在满油后关闭。 根据 Ｇ Ｂ １ Ｊ ７ ６的规定 ， 系统冲击压力 的设计计算 ，
也应按上述 ３ 种条件进行 。 （） １ 最大流量下所有加油控制活门同时关闭 在
Ｐ（ ｉｔ＋Ａ ）一Ｚ Ｑｉｔ Ａ ） Ｃ Ｈ１ｔ ｔ ０ （ ＋ ｔ （） ３ 某 型 飞机地 面压 力加 油 系统模 型
中图分类号 ： Ｈ ３ 文献标识码： 文章编号 ： ０ ． ５ （０ ７０ — ４—３ Ｔ １７ Ｂ １ ０４ ８ ２ ０ ｝ ０ ００ ０ ８ ２０
ｌ 前 言
的瞬态压力流量要由导管方程和附件瞬态压力流量特 性联立求解 。 用特征线法计算压力 流量沿导管 的传播时 ， 要确
飞机燃油的注加方式 有重力加油 和压力加油两 种。重力加油由于参与人员多， 加油时间很长 ， 易造成
立 求解 ：
４ 计算与试验结果 按照 Ｇ Ｂ １｛ Ｊ ７ ６ 飞机地 面压 力加油系统通用规范》
的规定 ， 系统 冲击压力试验 中， 在 至少应测量每个加油
切断阀处 的冲击 压力 ， 在下列条件 下进行 测量 ： 并 ①
在最大流量下 ， 所有加油控制装置 同时关闭； 在最 ② 大流量下 ， 每个加油控制装置在其他所有加油控制装 置处于关 闭位置时单独关闭 ； 在最大 流量下 ， ③ 所有
摘 要： 基于特征线仿真分析建立 了某型飞机地面压力加油系统的动特性数学模型 ， 对该型飞机地 面压
力加 油系统的动特性进行 了仿真计算， 计算结果在该 系统的全尺寸 １１ 面模拟试验 中 ：地 得到 了验证 ， 对飞机 地面压力加油系统的设计具有指导意义。
关键词 ： 地面压力加油系统 ； 特征线法； 仿真计算
前向波和反向波求 出， 即由 ｔ 时刻 ｉ 点和 ｉ 点的 —Ｚ 十ｚ
某飞机地面压力加油接头舱的优化设计
某飞机地面压力加油接头舱的优化设计
何宇廷;何卫锋;吴显吉;王俊峰
【期刊名称】《机械科学与技术》
【年(卷),期】2002(021)001
【摘要】采用优化设计的方法对某飞机加装地面压力加油系统的加油接头舱进行设计.在考虑结构的强度、刚度和方便可操纵性,并尽量使结构外露部分美观的基础上,建立该设计优化的数学模型.以参数型惩罚函数形成增广的目标函数,然后以鲍威尔法为基本的优化方法进行了优化设计,得到了加油接头舱的优化设计参数.优化结果在实际改装中得到了运用.
【总页数】3页(P50-51,57)
【作者】何宇廷;何卫锋;吴显吉;王俊峰
【作者单位】空军工程大学,工程学院,西安,710038;空军工程大学,工程学院,西安,710038;空军工程大学,工程学院,西安,710038;空军工程大学,工程学院,西安,710038
【正文语种】中文
【中图分类】V228
【相关文献】
1.某型飞机地面压力加油控制面板舱的优化设计 [J], 何宇廷;何卫锋;吴显吉;苏华军
2.飞机地面压力加油系统优化设计 [J], 设计部
3.大型飞机地面压力加油系统优化设计研究 [J], 曹克强;李晓勇;沈燕良;王建平;胡良谋
4.飞机地面压力加油系统静电安全设计 [J], 石日昕
5.某型飞机地面压力加油控制盒PCB优化设计 [J], 苏新兵;王建平;沈燕良
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一类飞机加油问题的优化模型
m- 1 n
∑ ∑ 在时刻 Tm ,辅机 i 油箱中的油量为
Dijk +
j= 1 k= 1
m - 1 n+ 1
∑ ∑ c -
Si jk - q( Tm - tis ) ,辅机 i 向其它辅机或主机
j= 1 k= 1
超过其油箱容量 c.
m- 1 n
∑ ∑ 在时刻 Tm ,主机油箱内的油量为
Dn+ 1jk +
j= 1 k= 1
此时应满足:
n
∑ c - q( Tm - ts ) ,主机从辅机接受的总油量为 Dn+ 1mk , k= 1
m- 1 n
n
∑ ∑ ∑ Dn+ 1jk + c - q( Tm - ts ) +
Dijk ,它向其它辅机或
j= 1 k= 1
m n+ 1
主机的总供油量为∑ ∑ ,所以在 t 时刻 ,辅机 i 油箱内的油量应满足:
j= 1 k= 1
mn
m n+ 1
∑ ∑ ∑ ∑ Di jk + c -
Si jk - q( t - tis ) ≥ 0.
j= 1 k= 1
j= 1 k= 1
( 2) 在时刻 t ∈ ( ts , te ) ,主机在空中飞行 ,其油箱中的油量应大于等于 0.
m - 1 n+ 1
n
∑ ∑ ∑ ∑ ∑ Dijk + c -
Sijk - q( Tm - tis ) +
Dimk ≤ c.
j= 1 k= 1
j= 1 k= 1
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在 某 飞机 加 装 地 面 压 力 加 油 系 统 方 案 中 ， 高压 油从 加 油 接 头 注 ＾ 到 飞 机 的 各 个燃 油 箱 中 。 据 改 装 方 案 ． 开 机 根 切
身 上 的 蒙 皮 ． 设 计 了 一 ｔ舱 用 来 安 装 压 力 加 油 的 接 头 并 蒙 皮 的开口位置选在 飞机机身 的 １～ １ ８ ９隔 框 ．４ １ １ ～ ５长 桁
ｇ ｏ ｎ ｒ ｓ ｕ ｅ ｒ ｆ ｅｉ ｇ ｓ ｓ ｅ ｔ ｎ ａｒ ｒ ｆ． Ａ ａ ｈ ｍ ａ ｉａ ｏ ｅ ｒ ｕ ｄ ｐ ｅ ｓ —ｅ ｕ ｌ ｙ ｔ ｍ ｏａ ｉ ａ ｔ ｒ ｎ ｃ ｍ ｔｅ ｔ ｌ ｃ ｍ ｄｌ ｓ ｔｕ ｏ ｓｄ ｒｎ ｔ ｕ ｔ ｒ ｔ ｅ ｇ ｈ— ・ ｅ Ｄ ｃ ｎ ｉｅ ｉ ｇ ｓ ｒ ｃ ｕ ｅｓ ｒ ｎ ｔ ｏｐ
定 在 一 起 ， 了 加 工 和 拆 装 的 方 便 ， 工 作 腔 分 戚 了三 个 部 为 将
分 ： 装 板 和 左 、 挡 板 ， 们 之 间 用 铆 钉 铆 接 在 一 起 ， 成 安 右 它 形
了一 个 封 闭 的 空 腔 ． 油 接 头 安 装 在 安 装 板 上 皮 开 口后 加 蒙 会 导 致 开 口周 围 蒙 皮 的 强 度 下 降 ， 因此 必 须 进 行 加 强 。 口 舱 盖 是 和 蒙 皮 厚 度 相 同 的薄 板 一 了 能 承 受 气 动 力 和 增 加 其 为 受 力 后 白 稳 定 性 ， 里 面 衬 一 块 有 凸 槽 的衬 板 ， 图 １ 它 勺 在 如 ， 们 也 用 辨 钉 连 接 在 一 起
维普资讯
第 ２ 卷 第 １ １ 期
２００２ 拒
１月
Ｍ Ｅｃ ＨＡＮＩ ｃＡ
品
慧术 Ｈｏ Ｇ Ｅ ＮＬ Ｙ ｃ ｏ
Ｊｕ ２２ Ｖ． Ｎ １ ａａ ０ ｎｒ ０ ｏ２ ｏ ｉ１ ． ｙ
文 章 编 号 ： ０ ３ ８ ２ ２ ０ ０ — ０５ — ２ １ ０ — ７ ８（ ０ ２） １ ０ ０ ０
之 间 。 了 使 油 液 不 污 染 飞 机 上 其 余 的 部 件 ． 头 舱 必 须 是 为 接
方 便 可 操 纵 性 ． 尽 量 使 结 构 外 露 部 分 美 观 的 基 础 上 ． 立 该 设 计优 化 的 教 学 模 型 烈 参 数 型 惩 罚 函 敷 形 成 增 广 的 并 建 目标 函 数 ． 后 鲍 威 尔 法 曲 基 拳 的 优 化 方 法 进 行 了 优 化 设 计 ， 到 了 加 油接 头舱 的 优 化 谩 计 参 敷 优 化 结 果 在 实 然 得
ＨＥ Ｙｕ ｒｎ ＨＥ Ｗｅ－ ｅ ｇ・ — ｇ， ｉｆ ｎ ｗＵ ａ ｊ， ＡＮＧ ｕ —ｅ ｇ ｉ Ｘｉｎ— Ｗ ｉ Ｊ ｎｆｎ
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ｃ ａ ｎ ｏ ｖ ｎｅ ｃ ｎ ｔ ｐ ｅ ｒ ｎ ｅ Ｔｈ ｎ ｔ ｅ ｏ ｔｍｉａ ｉ ｏ ｅ ｓ ｓ ｌ ｅ ｂ ｅ ｅ ｉｌｕ ｃ ｎ ［ａ ｎ ｄ ｍｉ ｉ ｔ ｇ ｃ ｎ ｅ ｉｎ ｅ ａ ｄ ｉｓ ａ ｐ ａ ａ ｃ ． ｒｉ ｅ ｈ ｐｉ ｚｔ ｏｎ ｍ ｄ ｌ ｉ ｏ ｖ ｄ ｙ ｓ ｑｕ ｎｔ ｎ ｏ ｓ ｒ ｅ ｎ ・ ａ
际 改 装 中得 到 了运 用 。 关 键 词 ： 力 加 油 接 头 舱 ； 构 优 化 设 计 ； 威 尔 浩 压 结 魄 文献标识码 － Ａ
中围分类号： ２８ Ｖ ２
Ｏｐ ｉ ｉａ ｉｎ ｏ ｈ ａ ｉ ｆＧ ｒ ｕ ｄ ｐｒ ｓ ｕ ｅ Ｒ ｅｕｅｉ ｇ Ｊ ｎ Ｕｏ ｏ ｎ Ａｉｃ ａ ｔ ｔｍ ｚ ｔ ｆ ｔ ｅ Ｃ ｂ ｎ ｏ ｏ ｎ ｅｓ ｒ — ｆ ｌｎ ｕ ｃ ｎ ｆ ｒａ ｒ ｒ ｆ ｏ
某 飞机 地面压 力加 油接 头舱 的优 化设计
何 宇廷 ， 卫 锋 ， 显 吉 ， 俊 峰 何 吴 王
（ 空军 工 程 大学 工 程 学 院 ． 安 ７０ ３ ） 西 ］ ０ ８
何 字 廷
摘
要 ： 用 优 化 设 计 的 方 法 对 某 飞 机 加 装 地 面 压 力 加 油 系 统 的 加 油 接 舱 进 行 设 计 在 考 虑 结 构 的 强 度 、 度 和 采 喇