民用飞机加油切断控制系统架构研究
大型民用飞机自动刹车控制系统研究
大型民用飞机自动刹车控制系统研究随着现代航空技术的不断进步，飞机的安全性和性能要求也越来越高。
自动刹车控制系统作为飞机着陆后的重要保障系统，其研究和应用逐渐成为各大航空公司和飞机制造商关注的焦点。
本文将从大型民用飞机自动刹车控制系统的研究和发展、系统结构与原理、实验验证和未来展望等方面进行探讨。
一、研究与发展现状大型民用飞机自动刹车控制系统的研究和发展经历了多个阶段。
早期的飞机刹车系统是由飞行员手动操控的，但随着飞机的飞行速度和重量增加，手动刹车操作已经无法满足需求。
自动刹车控制系统逐渐成为发展的趋势。
随着飞机自动刹车控制系统的不断发展，其涵盖了自动制动、防滑保护、防空难系统等多个方面。
在过去的几十年中，航空工程师们不断改进和完善这些系统，使得飞机的着陆操作更加安全可靠。
目前，全球各大航空公司和飞机制造商都在积极研究大型民用飞机自动刹车控制系统，以满足飞机的性能与安全要求。
各国的航空主管部门也在不断加强对自动刹车控制系统的监管和标准化。
二、系统结构与原理大型民用飞机自动刹车控制系统主要包括以下几个部分：刹车操纵系统、防滑保护系统、自动复位系统和监控系统。
刹车操纵系统是整个自动刹车控制系统的核心部分，其作用是通过飞行员在起飞和着陆时的操纵操作，控制飞机的刹车系统。
减速踏板和手柄是飞行员操作的主要控制装置，在飞机接地后，刹车操纵系统会根据飞行员的操作指令来控制刹车的力度和时间。
防滑保护系统是为了避免飞机在着陆时因刹车过硬而造成的轮胎打滑现象，从而导致失控和事故的发生。
该系统通过感知飞机轮胎的转速和滑动情况，控制刹车的力度和时间，避免轮胎打滑，确保飞机安全着陆。
自动复位系统是用于在飞机着陆后，自动对刹车系统进行复位和准备下一次使用。
该系统能够根据飞行员的操作指令和飞机的速度情况，自动调整刹车系统的状态，保证下一次的使用时刹车系统处于最佳状态。
监控系统是用于实时监测刹车系统的工作状态和性能参数，一旦发现异常情况，能够及时发出警报并采取相应的措施。
飞机加油车电控联锁系统设计
飞机加油车电控联锁系统设计摘要:根据飞机加油车安全需求特点,作者以设计飞机加油车电控联锁系统为实际案例,详细介绍了飞机加油车电控联锁系统的设计思路、系统功能和技术参数,并以系统的实际应用效果对系统优点和运行注意要点进行了分析总结。
关键词:飞机加油车电控联锁系统设计飞机加油车在加油过程中,加油车多个设施必须与飞机或供油管网连接,这些连接到飞机或供油管网的设施在加油结束后,必须全部复位到指定位置才允许加油车驶离,否则将会导致损坏飞机或油料泄漏,严重的还可能导致飞行事故。
为此,为防止因操作失误导致事故,在飞机加油车上普遍采用了联锁控制系统,即:只要飞机加油车的设施没有完全复位,系统将强制制动车辆。
但国内早期飞机加油车联锁系统采用的是气控技术,存在冬季气路凝结水结冰、气体压缩动作迟缓、气控元件磨损等诸多缺陷,不仅降低了飞机加油车的使用效率,因气控联锁系统缺陷未能防止操作失误导致的事故也时有发生。
深圳承远航空油料有限公司为消除气控联锁系统存在的缺陷,自主研发了飞机加油车数字式电控联锁系统。
系统经论证、设计、试验和产品转化过程,目前已成为飞机加油车必备安全装置在飞机加油车普遍使用。
1 同类技术现状电控联锁系统开发之前,国产飞机加油车均采用气控联锁系统,由于电控联锁系统安全性和可靠性高,现已成为国产飞机加油车安全联锁、高度限制、速度管理和GPS定位等综合车辆安全管理系统的执行平台,国内主要的管线飞机加油车已将其转化为定型为飞机加油车的必备安全设备。
在国际上,虽然使用飞机加油车电控联锁技术早于国内,但其功能仍局限在单一的安全联锁,未能扩展应用到其它安全技术领域。
2 系统功能及技术指标(1)联锁控制输入:系统有14个联锁控制输入接口,最多可分别采集14个复位状态信号或其它控制源信号。
(2)联锁制动:任一联锁点未复位,系统将强制制动车辆,制动时间不大于0.5 s。
(3)联锁状态显示:14个联锁点检测点复位状态均在驾驶室联锁显示板LED灯显示。
基于适航安全的民用飞机电传飞控系统架构设计考虑
航空科学技术Aeronautical Science &TechnologyMar.252021Vol.32No.0321-28基于适航安全的民用飞机电传飞控系统架构设计考虑李天为*，石鹏飞，刘宏明航空工业西安飞行自动控制研究所，陕西西安710065摘要：在民用飞机电传飞控系统架构设计中，安全性需求占据着至关重要的地位。
本文介绍了民用飞机适航规范和行业准则，梳理了系统架构设计要求，从设计前的需求论证、设计中的权衡以及设计后的评估验证三个方面，对适航安全性在飞控系统架构设计中的具体体现进行了研究，并以滚转轴（纵轴）基本控制功能为例，提出了满足适航安全要求的设计考虑，为民用飞机电传飞控系统架构设计提供参考。
关键词：民用飞机；电传飞控系统；适航；安全性；架构设计中图分类号：V249.1文献标识码：ADOI ：10.19452/j.issn1007-5453.2021.03.004民用飞机从需求设计到试飞取证再到最终进入市场，安全性是贯穿整个过程的重要需求，电传飞控系统作为执行飞行的主要控制设备，是决定飞机安全性的核心系统之一，其主要功能的失效或异常均会导致灾难性的事故。
适航规范则针对安全性在飞机和机载设备的开发、制造、使用等方面提出了更多需求，对于系统研制中不同阶段也提出了安全性方面的要求，包括需求捕获、方案设计、分析与验证工作，这些阶段之间紧密衔接，为飞机安全提供保障。
因此，如何将适航要求体现在飞控系统架构设计中，针对安全性需求的原则，在架构权衡中提出相应的解决方案，成为现代民机飞控系统设计与研制面对的首要问题。
本文介绍了民用飞机电传飞控系统架构设计中需要考虑的适航规范要求，并从设计前的需求论证、设计中的权衡以及设计后的评估验证三个方面进行阐述，通过滚转轴副翼控制功能为例，给出了满足适航安全要求的设计考虑。
1民用飞机适航规范安全性要求1.1民用飞机适航标准中国民用航空规章第25部（CCAR 25）是我国对于大型运输类固定翼飞机进行适航审核的标准，在1985年首次颁布以来，先后经过4次修订，目前广泛使用的是CCAR 25-R4[1]版本，由中国民用航空局制定而成。
大型民用飞机自动刹车控制系统研究
大型民用飞机自动刹车控制系统研究1. 引言1.1 研究背景大型民用飞机在着陆时需要通过刹车系统来减速，确保安全停靠。
而随着航空业的发展和飞机设计的进步，自动刹车控制系统成为了越来越重要的一部分。
这种系统可以帮助飞行员更精确地控制飞机的速度，提高飞机的安全性和效率。
在过去的几十年里，飞机制动技术已经取得了显著的进步。
随着飞机尺寸的不断增加和飞机数量的增加，对于自动刹车控制系统的需求也越来越迫切。
传统的飞机刹车系统往往需要飞行员手动操控，这在某些情况下可能会导致不稳定的着陆或者刹车效果不理想。
1.2 研究意义大型民用飞机自动刹车控制系统是飞机安全性能的重要组成部分，具有重要的研究意义。
通过研究这一系统，可以提高飞机的自动化程度，减轻飞行员的操作压力，提高飞行安全性。
自动刹车控制系统可以在飞机降落时准确地感知地面情况，自动判断刹车力度和时间，确保飞机安全地停稳。
这对于大型民用飞机的安全降落至关重要，有助于避免潜在的事故发生，提升航空运输的安全性。
研究大型民用飞机自动刹车控制系统还可以提高飞机的经济性和舒适性。
系统的优化设计可以减少刹车摩擦，延长刹车零部件的使用寿命，节约航空公司的维护成本。
自动刹车系统的智能化设计也可以提升乘客的舒适体验，使飞行更加平稳安全。
研究大型民用飞机自动刹车控制系统对于提高飞机的安全性能、经济性和舒适性具有重要的意义，有助于推动航空工业的发展。
2. 正文2.1 大型民用飞机自动刹车控制系统介绍大型民用飞机自动刹车控制系统是一种通过自动化技术实现飞机在着陆时自动刹车的系统。
它能够帮助飞行员更准确地控制飞机的速度和刹车力度，从而提高着陆安全性和效率。
该系统通常由飞机上的传感器、控制器和执行机构组成。
传感器可以监测飞机的速度、高度、姿态等参数，控制器根据传感器数据计算出最佳的刹车力度和时机，执行机构则将计算好的刹车指令传达给飞机刹车系统，实现自动刹车功能。
大型民用飞机自动刹车控制系统的设计考虑了飞机的各种特性和运行环境，确保系统稳定可靠。
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．
民用飞机燃油箱通气系统技术研究
等来实现燃油箱 通气 ，其实质相 同，只是提供通气路径 的实现方 法不一
样 。下面 以通气管路形式 的通气系统为例讨论通气系统 的组成 。
２．１通气管路
民用 飞机燃油 箱一般 由多个 相互隔离 的单个独立 油箱组成 ，每个
油箱都 必须保证有 良好 的通 气 ，通气管路 则用来将 每个 独立油箱连 通
而避免燃 油箱结构 承受压差 ，尤 其是 当油箱 外压力大于油 箱 内压力 的
情 况 ；第二 ，在飞机最 大爬升及应 急下降情况下 ，飞机油箱 外部大气压
力发生 急剧变化 ，而油箱 内的无 油空间气体 压力在短时 间内变化却很
小 ，在这两种情况下 ，油箱分别 需要 及时排出与补充空气 ；第三 ，民用 飞
机一般均设计有压力加 油功能 ，在压力加油过程 中，油箱 内无油 空间气
体需要 排出油箱外 以使加油过 程能够持续 ；压力加油 口的加油压力 一
般都很 大 ，在地面 压力加油切 断失效的情况 下 ，当油箱加满 时 ，燃油需
要及时溢 出油箱 ，否则压力加油 口的燃油压力将完全作用在 油箱 内壁 ，
给油箱结构造成较大负担 。
通过 机翼及机身 结构的设计 来适应上述 三种情况 是不切实 际的 ，
会带来 重量的损失 ，得不偿失 ，在这种情 况下 ，设计燃 油箱通气 系统显
机场加油PLC控制系统设计
机场加油PLC控制系统设计
李继波
【期刊名称】《《可编程控制器与工厂自动化(PLC FA)》》
【年(卷),期】2006(000)001
【摘要】本文从用户的需求出发,设计了一种实用的飞机加油车加油恒压控制系统。
通过PLC来监测主油管道的压力变化来模拟人工调节压力的方法,有效减少了控制反应的迟滞,实践表明该系统具有很好的恒压效果。
同时也实现了无人值守的开关
机功能。
【总页数】2页(P58-59)
【作者】李继波
【作者单位】华南理工大学软件工程学院
【正文语种】中文
【中图分类】TP273
【相关文献】
1.基于仿真的机场管道加油系统同时加油井优化设计 [J], 陆朝荣;刘长春;于佰俭
2.某机场飞机加油车自动调度系统设计方案 [J], 司凯平;
3.基于局域网的民用机场自动加油系统构想——收油及化验系统设计初步 [J], 周
泳海;孟晓;刘长城
4.机场管道加油栓及油罐车加油站多泵自动控制系统 [J], 龚丰
5.不提供正常加油服务高高原复杂机场的运行控制——以空客A319-115机型昌
都/邦达机场起降为例 [J], 张序
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飞机加油车电控联锁系统设计
飞机加油车电控联锁系统设计作者：刘宁荣来源：《科技资讯》2012年第30期摘要：根据飞机加油车安全需求特点，作者以设计飞机加油车电控联锁系统为实际案例，详细介绍了飞机加油车电控联锁系统的设计思路、系统功能和技术参数，并以系统的实际应用效果对系统优点和运行注意要点进行了分析总结。
关键词：飞机加油车电控联锁系统设计中图分类号：U469 文献标识码：A 文章编号：1672-3791（2012）10（c）-0078-01飞机加油车在加油过程中，加油车多个设施必须与飞机或供油管网连接，这些连接到飞机或供油管网的设施在加油结束后，必须全部复位到指定位置才允许加油车驶离，否则将会导致损坏飞机或油料泄漏，严重的还可能导致飞行事故。
为此，为防止因操作失误导致事故，在飞机加油车上普遍采用了联锁控制系统，即：只要飞机加油车的设施没有完全复位，系统将强制制动车辆。
但国内早期飞机加油车联锁系统采用的是气控技术，存在冬季气路凝结水结冰、气体压缩动作迟缓、气控元件磨损等诸多缺陷，不仅降低了飞机加油车的使用效率，因气控联锁系统缺陷未能防止操作失误导致的事故也时有发生。
深圳承远航空油料有限公司为消除气控联锁系统存在的缺陷，自主研发了飞机加油车数字式电控联锁系统。
系统经论证、设计、试验和产品转化过程，目前已成为飞机加油车必备安全装置在飞机加油车普遍使用。
1 同类技术现状电控联锁系统开发之前，国产飞机加油车均采用气控联锁系统，由于电控联锁系统安全性和可靠性高，现已成为国产飞机加油车安全联锁、高度限制、速度管理和GPS定位等综合车辆安全管理系统的执行平台，国内主要的管线飞机加油车已将其转化为定型为飞机加油车的必备安全设备。
在国际上，虽然使用飞机加油车电控联锁技术早于国内，但其功能仍局限在单一的安全联锁，未能扩展应用到其它安全技术领域。
2 系统功能及技术指标（1）联锁控制输入：系统有14个联锁控制输入接口，最多可分别采集14个复位状态信号或其它控制源信号。
软式自动空中加油对接控制技术研究
2019年11期技术创新科技创新与应用Technology Innovation and Application软式自动空中加油对接控制技术研究张颖1，黄鹏1，王启2（1.中国飞行试验研究院飞机所，陕西西安710089；2.中国飞行试验研究院规划发展部，陕西西安710089）空中加油技术能够扩大作战飞机的攻击区域和延长战斗时间，使作战飞机的任务执行能力得到实质性提升，逐渐成为世界主要军事强国空中力量的基本功能之一。
随着无人机进入作战序列，各军事强国开始着手于将空中加油技术应用于无人作战飞机，受油机在整个加油过程中不再由人工操纵，这使得在有限自主权限下的自动空中加油技术的概念应运而生。
自动空中加油技术相比于有人空中加油技术不仅能提升加油的效率，提高空中加油和对接的成功率，还能降低加油机、受油机机载飞行员和操作人员的相关技术要求。
这一系列优势使得自动空中加油技术有着更深远的战略价值和意义，也必将受到各军事强国的广泛研究和发展。
1软式自动空中加油技术简介如图1所示，软式加油的加油设备主要由加油机吊舱释放出的软管及加油锥套以及受油探头组成。
其中，软管长度与加油机机长相匹配，通常长16~30m ，锥套呈漏斗状，且重量轻，上面装有机械自锁机构，受油探头一般在受油机机头安装。
整个软式空中加油的过程被划分为以下6个阶段[1]：（1）会合阶段：首先加油机在一定的空域盘旋等待并放下软管，无人受油机接收加油指令飞到加油初始点（此位置一般为在加油机后方1mile （约1068m ），下方1000ft 处）完成与加油机的会合。
（2）加入阶段：受油机完成与加油机的会合后从左侧加入加油机，到达观察位置，在加油机左翼外侧进行梯形编队。
（3）预对接阶段：继而加油机保持匀速直线飞行，在观察位置等待的受油机接到加油命令后尾随加油机到达加油机软管之后的预对接位置。
（4）对接阶段：受油机从预对接位置开始慢慢加速，靠冲力将受油探头插入锥套，顶开加油管末端的单向活门，和加油设备成功相连。
某型飞机压力加油自动切断功能失效故障分析
航空航天科学技术科技创新导报 Science and Technology Innovation Herald12DOI：10.16660/ki.1674-098X.2018.20.012某型飞机压力加油自动切断功能失效故障分析①周煌星(上海飞机客户服务有限公司 上海 201100)摘 要：我国运输类适航标准规定飞机的压力加油系统必须要有自动切断功能，每次航线飞行前都要进行压力加油。
压力加油的切断功能对航线运行的安全、准点都有很重要的作用。
燃油系统的排故如果涉及油箱内部件，油箱通风时间要求较长，准确定位故障能大大提高燃油系统排故效率，让飞机尽快投入运行。
本文结合原理图、线路图介绍了某型飞机压力加油自动切断功能的原理，对各部件的功能逐个进行分析，并以此建立出相应的故障树。
结合某次典型故障进行分析，总结出对此类故障的排故经验与心得。
关键词：压力加油 自动切断 故障树 故障案例 排故中图分类号：V267 文献标识码：A 文章编号：1674-098X(2018)07(b)-0012-02①作者简介：周煌星(1987，6—)，男，汉族，上海人，本科，助理工程师，主要从事航空器维修与工程方面的研究。
航线飞行前都要进行压力加油。
在加油控制面板（RCP ）设定预设油量，当燃油油量计算机（FQC ）监控到机上油量达到预设油量，关闭加油切断阀。
自动加油如果失效，加油人员或机组可以通过人工切断、切断加油车输出口、高油位浮子阀关闭切断阀等方式来中断加油过程。
如果在加油过程中监控缺失，会造成飞机上加入过多燃油，造成飞机重心平衡和飞行计划不一致，需要重新修改舱单，可能会造成航班延误。
1 自动切断系统的主要部件1.1 加油切断阀加油切断阀（以下简称切断阀）是压力加油切断的核心部件，位于油箱内部。
加油时油车提供一定压力的燃油从加油口进入，燃油克服切断阀弹簧力，打开切断阀。
切断时切断阀先导管路被堵住，控制腔内燃油建立压力，控制腔内的油压和切断阀进口压强相同，加上控制腔内还有弹簧力，因此控制腔内压力大于进口压力，切断阀阀体关闭。
飞机加油微机控制系统
电脑学习COMPUTER STUDY1999年 第４期 No.４ 1999飞机加油微机控制系统秦忠基摘 要 介绍飞机加油微机控制系统的结构组成和软件设计。
关键词 微机 飞机加油 控制系统The Computer Gasoline-adding Control System in PlanesQin Zhongji Abstract: This paper gives the construction and its software design of the computer gasoline-adding control system in planes. Key words: computer adding gasoline to planes control system 军用飞机飞行训练时，飞机架次多，飞行的科目多，所加油量大，以前一直采用机械手动操作加油，不能适应部队现代化训练的需要，我们研制的“飞机加油微机控制系统”，实现了飞机加油自动化，满足了飞行训练的需要。
1 系统结构与要求1.1 硬件结构组成 本系统由一台386微机，接口卡和现场控制电路组成。
主机是一台COMPAQ机(带打印机)，主要用于流量处理，实时显示，控制油口及打印报表，不加油时，是一台完整的微机可作它用；接口卡由一片8255和三片8253及其附属电路，流量脉冲整形，光电隔离器件及电磁阀控制电路组成；现场电路由流量传感器，温度传感器，键盘及其控制电路组成。
后二者主要完成流量、温度的采集，油口信息采集以及电磁阀通断的控制等任务。
系统共有三种工作状态：一是各油口键盘输入信息，通过主机控制对应油口的加油；二是各油口键盘设定预置油量，经过闭环工作，自动控制加油过程；三是用主机键盘控制各油口的加油。
三种方式都能控制8个油口，实现8个油口同时加油，采集流量脉冲，温度值，并及时在屏幕上显示各油口的工作情况。
根据需要完成对各油口的加油量、各飞机的加油量进行查询和打印报表。
飞机加油的控制系统
飞机加油的控制系统
（19）中华⼈民共和国国家知识产权局
（12）发明专利申请
（10）申请公布号
CN103847979A
（43）申请公布⽇ 2014.06.11（21）申请号CN201210500113.9（22）申请⽇2012.11.30
（71）申请⼈西安睿维申电⼦科技有限公司
地址710075 陕西省西安市⾼新区⾼新⼀路16号创业⼤厦B708室（72）发明⼈苏西安;姚亮;张波
（74）专利代理机构西安新思维专利商标事务所有限公司
代理⼈滕国材
（51）Int.CI
权利要求说明书说明书幅图
（54）发明名称
飞机加油的控制系统
（57）摘要
本发明涉及飞机加油的控制系统。
传统的
⼈⼯加油的⽅式由于受⼈的影响较⼤，不仅加油
量误差较⼤，且容易造成少加、错加、加冒等⼈
为差错。
飞机加油的控制系统，包括PLC和电
源，所述PLC与电源连接，其特征在于：所述控
制系统中设置有油路控制阀、计量电路和液晶显
⽰器，所述PLC分别与油路控制阀、计量电路和
液晶显⽰器连接。
本发明的控制系统中设置有油
路控制阀、计量电路和液晶显⽰器，能够精确定。
民用飞机加油切断控制系统架构研究
民用飞机加油切断控制系统架构研究宋志强【摘要】加油系统是民用飞机的重要系统,压力加油切断控制系统是飞机加油系统的关键部分,压力加油切断控制系统需在目标加油量或最大加油量时准确切断加油,可靠性和维修性也是加油切断控制系统设计需考虑的重要因素.对几种典型的加油切断控制系统架构进行了研究分析,对比其优势、弊端,给出了各种架构适用的飞机类型.【期刊名称】《装备制造技术》【年(卷),期】2016(000)007【总页数】3页(P88-90)【关键词】民用飞机;加油切断;控制系统【作者】宋志强【作者单位】上海飞机设计研究院动力燃油系统设计研究部,上海201210【正文语种】中文【中图分类】V288.1加油系统是民用飞机的重要系统，每次飞行之前都要对飞机进行加油。
加油方式通常有重力加油和压力加油两种方式［1］。
重力加油一般作为小型、中型民用飞机的备份功能，压力加油是所有民用飞机必须具备的功能。
飞机对压力加油系统的基本要求是快速、安全、准确切断和可靠性。
快速即飞机加油时间需满足飞机过站准备时间的限制，以保证飞机派遣，增加盈利能力。
对压力加油系统的安全性要求包括油箱防爆要求［2］、最大加油量限制等，压力加油系统应限制加油流速，尽量减少或避免电气部件进入油箱以满足油箱防爆要求；最大加油量限制即压力加油应能及时切断，防止飞机加油溢出，严重时会引起油箱结构损坏。
压力加油控制系统必须在目标加油量或最大加油量时准确切断加油，如果飞机加油量超过飞行任务所需加油量，则可能需要进行抽油以保证飞机重量在飞行手册允许的限制范围内，抽油工作将大大增加飞机的过站时间，造成飞机延误。
由于加油系统大部分部件都安装布置在油箱内，更换维修这些部件需要较高的时间和人力成本，因此压力加油系统的设计应注重可靠性。
压力加油切断控制系统是飞机压力加油系统的关键部分，本文对几种典型的加油切断控制系统架构进行了研究分析，对比其优势、弊端，给出了各种架构适用的飞机类型。
简述燃油切断控制的原因及方法
简述燃油切断控制的原因及方法
燃油切断控制是指在燃油系统中设置一个控制装置，当燃油系统出现故障时，能够自动断开燃油系统中的燃油供应，从而防止故障的发生。
原因：
1、燃油系统中的故障是火灾的主要原因之一，可能会导致重大火灾事故的发生。
2、燃油系统在工作时会产生大量的蒸汽，容易形成爆炸性的混合气体，对人体健康有害。
方法：
1、安装燃油切断开关，当发现异常情况时可以立即切断燃油的供应，从而防止火灾的发生。
2、安装燃油管路的探头，当发现异常情况时可以立即检测出来，从而避免火灾的发生。
3、安装自动熄火系统，当发现异常情况时可以立即关闭燃烧器，从而避免火灾的发生。
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中 图分 类 号 ：Ｖ２８８．１
文献 标 识 码 ：Ａ
文章 编 号 ：１６７２—５４５Ｘ（２０１６）０７—００８８—０３
加油系统是 民用飞机的重要系统 ，每次飞行之 １ 架构 １—— 采用高 油位浮 子 阀的加 油切 断 前 都 要对 飞机 进 行加 油 。加 油方 式 通 常 有重 力 加 油 控 制 系统
图 ２所 示 为 主 动切 断 加 油 时 的 系统 工 作 状 态 。 燃 油 计算 机 发 出加油 切 断 信号 ，加 油 电磁 阀作 动 ，压 力 加 油 接 头与 高 油位 浮 子 控制 阀之 间 的引压 管路 导 通 ，加油 压 力 将 浮子 顶 起 ，高 油位 浮子 阀切 断 引压 管
图 １ 采 用 高 油 位 浮 子 控 制 阀的 加 油 切 断 控 制 系 统— — 加 油 过 程
压 力加 油 切 断 控制 系统 是 飞 机 压 力加 油 系 统 的 关 键 部分 ，本 文对 几 种 典 型 的加 油 切 断控 制 系统 架 构进行 了研究分析 ，对 比其优势 、弊端 ，给 出了各种 架 构适 用 的飞 机类 型 。
和压 力 加油 两 种 方式 川。重 力加 油 一 般作 为 小 型 、中
型 民用 飞机 的备 份 功能 ，压力 加 油 是 所 有 民用 飞机 必 须具 备 的功 能 。
飞机 对 压力 加 油 系 统 的基 本 要 求 是快 速 、安 全 、 准确 切 断 和可 靠 性 。快 速 即飞机 加 油 时 间需 满 足 飞 机 过 站 准备 时 间 的限制 ，以保 证 飞 机 派遣 ，增加 盈 利 能力 。对压 力 加 油 系统 的安 全性 要 求 包 括 油箱 防爆 要求【２ｌ、最大加油量 限制等 ，压力加油系统应 限制加 油流 速 ，尽 量 减 少 或避 免 电气部 件 进 入 油 箱 以 满 足 油箱 防爆要 求 ；最 大加 油量 限 制 即压 力 加 油 应 能及 时切 断 ，防止 飞 机 加油 溢 出 ，严 重 时会 引起 油 箱 结构 损坏 。压 力 加油 控 制 系统 必 须 在 目标 加 油 量 或 最 大
路 的燃 油 流动 ，导致 加 油 切 断 阀 出 口压 力趋 近 加油
压力 ，加油 切 断 阀 内部 弹 簧作 动 将 切 断 阀关 断 ，切 断
Байду номын сангаас
加油 。
收 稿 日期 ：２０１６—０４—０９ 作者简介 ：宋志 强（１９８７一），男 ，山西人 ，硕士研究生 ，工程师 ，主要 研究方向为飞机燃油系统设计。
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《装备制造技术￣２０１６年第 ０７期
ｒ｜－｜≮● ——— ————一
压力加 ｌ 、
油接头 １
日
高 油 位 浮 吁 控制 阀 瑚 面
引压管路
加油 切断阀 加油管路
２ 架构 ２—— 简化 的 采用高油 位浮子 阀 的加 油切 断控 制 系统
图 ４所示为一种简化的采用高油位浮子阀的加
大增 加 飞机 的过 站 时 间 ，造成 飞 机延 误 。由于加 油 系 统 大部 分 部 件 都安 装 布 置在 油 箱 内 ，更 换 维 修 这 些 部 件需 要 较 高 的 时 间和 人力 成 本 ，因 此压 力 加 油 系 统 的设计 应 注重 可靠 性 。
油 箱
厦 压力较高管路 匿疆ｌ豳 压力较低管路
油 切 断 控 制 系统 ，这种 架 构 的 系统 主 要组 成 部 件 与
架构 １相同 ，区别在于引压管路 的设计 ，该架构仅采
油箱
爱羞 压力较高管路
力较低管路
图 ２ 采用高油位浮 子控制阀的加油切断 控 制 系统 — — 主 动 切 断 加 油
用一根引压管路 ，由加油切断阀引压 口至高油位浮 子控 制 阀 ，加 油 电磁 阀安 装在 该 引压管 路 的 中间 。
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引 引 压管路、
９ ’
高油位 浮 子 控 制 阀 柚 面
， 引压管路
加油切 断阀 加油管路
加油 量 时 准 确切 断 加 油 ，如 果 飞机 加 油 量 超 过 飞行 任务所需加油量 ，则可能需要进行抽油 以保证飞机
压力加 Ｉ 、
油接头 Ｉ
ｌ
重量在飞行手册允许的限制范 围内 ，抽油工作将大
一 种 采 用 高油 位 浮 子 控 制 阀 的加 油 切 断 控 制 系 统见 图 １，系 统 主要组 成 部件 有 ：高 油位 浮 子 控制 阀 、 加油 切 断 阀 、加油 电磁 阀 、燃 油计算 机 。
图 １所 示 为加 油 进 行 时 的 系统 工 作 状 态 。 当 高 油位 浮 子 阀 的浮 子 落 下 时 ，加 油切 断 阀与 高 油位 浮 子控 制 阀之 间 的引 压 管路 有 燃 油 流过 ，加 压 压力 使 得加 油切 断 阀打 开 ，燃 油 通过 加 油管 路进 人油 箱 。
Ｅｑｕｉｐｍｅｎｔ Ｍ ａｎｕｆａｃｔｕｒｉｎｇ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ Ｎｏ．０７，２０１６
民用 飞机 加 油切 断控 制 系统 架构 研 究
宋志 强 （上海 飞机 设计 研 究 院动力 燃 油 系统设 计研 究 部 ，上 海 ２０１２１０）
摘 要 ：加 油 系统 是 民 用 飞机 的 重 要 系统 ，压 力 加 油切 断控 制 系统 是 飞机 加 油 系统 的 关键 部 分 ，压 力加 油 切 断控 制 系统 需在 目标加 油量或 最大加油量 时准确切 断加油 ，可靠性和 维修性也是 加油切断控制 系统设计需考虑的 重要 因素。对几 种典 型的加 油切 断控 制 系统架构进行 了研 究分析 ，对 比其优 势、弊端 ，给 出了各种架构适用的飞机类型。 关 键 词 ：民 用飞 机 ；加 油 切 断 ；控 制 系统
图 ４所示为加油进行时的系统工作状态 ，当高
图 ３所 示 为 油 箱 油 面 到 达 最 大 加 油 量 位 置 时 ， 油位浮子阀的浮子落下时，引压管路有燃油流过 ，加
高 油 位 浮 子 控 制 阀 自动 切 断 加 油 时 的 系 统 工 作 状 压压力使得加油切断 阀打开 ，燃油通过加油管路进