飞机压力加油系统设计研究
机场油库供油自控系统设计分析
４供油系统参数和控制方式
和稳定性 。
供 油 自控 系 统 采 集 机 坪 加 油 总 管 的 压 力 信 号 ， 根 据 压 力 的设 ６应急 供 油 系统 定值 同实 际值的偏差进行加油泵变频的恒压控制 ， 并参考每个加油 随着机场进出港航班的不断增多， 北京、 上海 、 广 ｌ ｉ 机场每天甚 泵出 口流量信号， 启停加油泵 ， 始终保证加油管线压力的恒定。 自控 至仅有一个小时左右没有航班 ， 机场油库供油总量和供油频率快速 系统根据 加油总管压力 和流量 的变化控制投入运行 的航煤加油泵 增长 ， 使得供油 自控系统几乎没有时间， 也无法停止进行检修 维护 。 台数 。 如果 自控系统 出现故障 ， 将导致大面积航 班延误 ， 造成不 良的社 会 ４ ． １加 油 泵 变 频 控 制 影响 。 因此 机 场 油库 设 置 应 急 供 油 系 统 是 必 要 的 ， 也 是 保 证 机 场 油 目前 大 多 数 机 场 油 库 加 油 泵 采 用软 启 动 器 和 变 频 器 组 合 的控 库安全 、 可靠 、 稳定供油的有 效措施 。 制方式 ， 随着这几年变 频器和软启动器 的差价 不断缩小 ， 越来越 多 机场油库应急供油系统分为手动应急供 油系统和 自动供油系 的 自控系统油泵采用全变频器控 制方 式， 全变 频优 点如 下： 多台变 统两种 。 频器起到了互为备用的作用 ； 在 并泵 时可 以实现大泵带小泵 ， 有 效 （ １ ） 手动 应急供油系统 。 当Ｐ Ｌ Ｃ 系统故障 ， 操作人员利用变频器 减缓了并泵时对 系统的冲击 ； 变频器与加油泵实现 了一对一控制 ， 控制柜上 的启停按 钮直接启动 加油泵 ， 并根据管线压力大小手动调 就不需要在加油泵之间来回切换 ， 简化 电气回路 ， 方便 操作 维护 。 节变频器频率 ， 手动启停加油泵。 本系统是全手动操作 ， 需要操作人 ４ ． ２供 油 总管 压 力 变送 器 员 实 时 对 现 场 的供 油情 况进 行 观察 ， 只适 用 于 短 时 间应 急 加 油 。 供油控制系统的核心是恒压供 油， 加油总管压力 是整个系统的 （ ２ ） 自动应急供油系统 。 当Ｐ Ｌ Ｃ 控制系统出现故障无法短时 间恢 核心参数 。 现有大多数机场油库加油总管只设 置一台压 力变送器 ，
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
空中加油系统的设计与仿真分析
空中加油系统的设计与仿真分析简介空中加油系统是飞机和无人机等航空器进行长时间飞行的必备设备之一，它可以为航空器提供燃油，并延长其在空中的续航能力。
本文将探讨空中加油系统的设计和仿真分析。
设计原理空中加油系统的设计主要涉及两个方面：加油设备和加油操作。
加油设备通常包括油管、油口、油泵等组件，用于将燃油从加油机传输到被加油航空器。
加油操作则由飞行员或操作员负责，他们需要控制加油机的飞行路径和速度，以便与被加油航空器对接。
仿真分析为了验证空中加油系统的设计是否满足实际需求，我们可以使用仿真软件进行分析。
首先，我们需要建立一个包含加油机和被加油航空器的模型。
模型的设计需要考虑到实际飞行中的各种因素，如空气动力学、气流等。
然后，我们可以设置仿真参数，如加油机的飞行速度、被加油航空器的速度和高度等，来模拟实际飞行过程。
仿真分析可以帮助我们评估空中加油系统的性能和可靠性。
例如，我们可以观察加油设备在高速飞行时的振动情况，以确定其结构是否牢固。
我们也可以评估加油操作员在不同条件下的操作技能，以确保他们能够准确地对接加油机和被加油航空器。
此外，仿真分析还可以帮助我们优化空中加油系统的设计。
通过分析不同参数对系统性能的影响，我们可以确定最佳设计方案。
例如，我们可以改变加油机的飞行速度和高度，来寻找最佳的加油效果。
同样地，我们也可以优化加油设备的结构和材料，以提高系统的可靠性和性能。
实际案例仿真分析的结果可以与实际案例进行对比，以验证其准确性和可靠性。
例如，我们可以将仿真模型的输出数据与实际飞行中的数据进行比较，以判断仿真模型的准确性。
如果二者相符，那么我们可以相信仿真模型能够准确地预测空中加油系统的性能。
此外，我们还可以将仿真模型应用于教育和培训领域。
通过模拟实际飞行过程，学生和操作员可以了解空中加油系统的原理和操作技巧。
他们可以在不同的模拟场景中进行训练，以提高其操作能力和应对突发情况的能力。
结论空中加油系统的设计和仿真分析是提高飞机和无人机续航能力的关键步骤。
型飞机空中受油系统设计与分析
型飞机空中受油系统设计与分析空中受油系统是飞机进行空中加油的重要组成部分，它通过油管和接口等部件，将燃油从空中油箱传输到受油飞机的油箱中。
本文将对型飞机空中受油系统的设计与分析进行探讨。
首先，飞机空中受油系统设计时需要考虑以下几个方面的因素。
首先，应确定受油飞机和加油机之间的接口形式，例如卡箍式、刚性型、弹性型等接口形式，以确保受油过程的安全性和可靠性。
其次，要考虑空中受油系统的工作效率，例如燃油传输的速度和流量等参数，以确保受油的高效性和经济性。
此外，还需考虑系统的重量和体积等因素，以确保满足飞机的整体设计要求。
其次，针对型飞机空中受油系统的设计和分析，需要确定合适的系统方案。
首先，应确定受油系统所需的燃油容量和传输速度等参数，以确保满足型飞机的作战需求。
其次，应设计合适的油管布置和安装方式，以确保传输燃油的安全性和可靠性。
此外，还需要考虑系统的自动化程度和控制方式，以提高工作效率和操作简便性。
最后，还需进行系统的强度和耐久性分析，以确保满足受油过程中的各种力和振动等外部加载条件。
在型飞机空中受油系统的设计中，还需要考虑受油过程中的安全问题。
首先，要设计合适的燃油过滤和分离装置，以防止杂质和水分进入受油系统，保证传输燃油的质量和纯净度。
其次，还需考虑系统的泄漏和防火措施，以确保受油过程的安全性和可靠性。
此外，在设计过程中要合理选择材料和结构，确保系统的抗腐蚀和耐高温等特性，以适应恶劣环境下的受油工作。
最后，对型飞机空中受油系统进行分析和测试是设计的重要环节。
分析可以通过数值仿真和理论计算等方法，对系统的性能进行评估和优化。
测试可以通过地面实验和飞行试验等方式，对系统的可靠性和稳定性进行验证。
通过设计和分析的过程，可以不断改进和优化受油系统的性能，提高受油过程的效率和安全性。
综上所述，型飞机空中受油系统的设计与分析需要综合考虑受油过程中的安全、效率和可靠性等因素，以满足飞机的作战需求。
通过合适的系统方案和设计优化，可以提高空中受油系统的性能和工作效率，保证受油过程的顺利进行。
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 ．
ARJ21_700飞机燃油系统压力加油问题试验分析_陈战斌
试 验 Testing0 引言根据中国民用航空总局《运输类飞机适航标准》（CCAR -25-R4）条款的要求[1]，需要进行压力加油系统、冲击压力地面试验以及压力加油切断阀失效地面试验，以评价ARJ21-700飞机压力加油系统、冲击压力以及压力加油切断阀是否满足设计及适航要求。
该标准要求在压力加油系统、冲击压力地面试验以及压力加油切断阀失效地面试验中，在飞机加油接头处压力达到0.240MPa 和0.343MPa 时，测试飞机加油系统的工作情况。
在第一次压力加油过程中，当油泵转速调节至2800r/min 时，加油车油泵出口压力为0.40MPa 时，加油车上文氏管处压力指示为0.31MPa ，加油接嘴处的ARJ21-700飞机燃油系统压力加油问题试验分析摘 要：根据中国民用航空总局《运输类飞机适航标准》（CCAR-25-R3）条款的要求，飞机压力加油系统的工作情况必须通过地面试验进行验证。
然而ARJ21-700在压力加油试验中，飞机加油接头入口压力无法达到试验要求的0.343MPa，试验被迫中止。
本文通过对加油车加油流程、原理等进行分析，提出了调节加油车管内压力控制阀和拆除加油接头处稳压阀的办法来提高飞机接头入口油压，最终成功解决了飞机加油接头入口油压过低的问题。
Abstract ：According to the requirements of the provisions of "transport category airplane airworthiness standards" of Civil Aviation Administration of China, the pressure refueling system of aircraft must be verified by ground tests. However, the pressure of refueling joint entrance of ARJ21-700 cannot meet the pressure which must get to 0.343MPa in tests of pressure refueling, so that the test is suspended. In order to increase the pressure of refueling joint entrance, this paper analyses the process and principle of fuel truck’s refueling system, adjusts the pressure control valve of fuel truck’s pipe and removes the regulator valve and eventually the problem is successfully solved.关键词：压力加油；管内压力控制阀；稳压阀；燃油系统Keywords ：pressure refueling ；pressure control valve ；regulator valve ；fuel systemTest Analysis of Pressure Refueling Problem for ARJ21-700 Aircraft Fuel System陈战斌 吕美茜 魏锦洲/中国飞行试验研究院发动机所压力达到0.240MPa ，试验顺利完成。
航空器燃油管理系统的设计与实现
航空器燃油管理系统的设计与实现一、简介随着航空业的不断发展，航空器的性能与安全性越来越受到关注。
而燃油管理系统作为航空器中必不可少的一个组成部分，其良好的设计与实现将直接影响到航空器的运行效率与安全性。
本文将对航空器燃油管理系统的设计与实现进行深入探讨。
二、航空器燃油管理系统的功能与要求航空器燃油管理系统的主要功能是确保航空器在飞行过程中燃油能够被有效地供给，同时保证燃油的质量与安全性能。
因此，燃油管理系统的设计与实现需要满足以下要求：1.精度高：燃油管理系统必须能够精确地检测燃油的容量、流速和温度等参数，以确保燃油系统的稳定性和可靠性。
2.安全性能好：燃油管理系统必须具备完善的安全保护措施，确保航空器在燃油管道泄漏或其他突发事件发生时能够保持稳定航行。
3.故障自诊断能力强：燃油管理系统必须具备自诊断功能，及时检测出燃油系统出现的问题并及时修复，确保燃油系统的正常运行。
三、航空器燃油管理系统的设计与实现1.燃油供给系统航空器的燃油供给系统主要包括燃油贮箱、输油管路、泵及控制系统等。
燃油贮箱必须确保燃油的容量和安全性能，并能对燃油进行有效的过滤和处理。
输油管路必须按照标准进行布置，以确保燃油的流速和压力稳定性。
泵和控制系统必须能够对燃油进行精确的控制和调节，以确保燃油供应的准确性和安全性。
2.燃油开启/关闭系统航空器的燃油开启/关闭系统主要是指控制燃油供给的开启和关闭，以确保系统的稳定和安全。
燃油开启/关闭系统需要配备可靠的自动控制装置，确保在出现突发事件时能够及时采取措施保证系统的安全。
3.燃油监视系统燃油监视系统是航空器燃油管理系统的重要组成部分，主要用于监视燃油供应的参数，包括燃油的容量、流速、温度、压力等。
该系统需要配备高精度的检测装置，并能够对燃油管道的泄漏情况进行自动检测和报警，及时采取措施保证系统的安全与稳定性。
4.燃油泵控制系统燃油泵控制系统是航空器燃油管理系统中一个非常重要的部分，主要包括泵控制逻辑、机械控制和电气控制等。
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
飞机燃油系统技术方案
飞机燃油系统技术方案一、飞机燃油系统技术方案：（一）系统简介：飞机燃油箱分为左油箱和右油箱，两个油箱完全独立，仅可通过燃油放油阀相通。
燃油压力加油系统由左右两个油箱加油系统组成，左右两个加油系统相互独立，系统控制原理完全相同。
系统方框图如下：（二）系统部件简介：1、加油/放油接头(Refueling/Defueling Adapter)：位置：右侧翼根前沿机身上；功用：加油/放油时连接地面设备；2、加油关断阀（Refueling Shutoff Valve）：一个机翼油箱一个。
位置：在机翼油箱上；功用：打开或关断加油；l 是一个由主控阀(Pilot Valve)控制的机械阀；l 开/关由主控阀浮子(Pilot Valve Float)或通/断电磁阀（Solenoid）来控制的；l 由弹簧和燃油压力使该阀处于关位；l 当主控阀的电磁阀(Pilot Valve Solenoid)通电时，加油关断阀（Refueling Shutoff Valve）关断加油；当主控阀的电磁阀(Pilot Valve Solenoid)断电时，加油关断阀（Refueling Shutoff Valve）打开，允许加油；当主控阀浮子(Pilot Valve Float)上升到最上位时（即加到油箱满油量时），加油关断阀（R efueling Shutoff Valve）关断加油；3、主控阀(Pilot Valve)：一个机翼一个；位置：在机翼上，在通气阀(Vent Valve)附近；功能：l 用于控制加油关断阀（Refueling Shutoff Valve）的开/关；l 当主控阀的电磁阀(Pilot Valve Solenoid)通电时，使电主控阀浮子(Pilot Valve Float)上升到最上位（等同于加到油箱满油量时浮子状态），阻断控制油路，使加油关断阀（Refue ling Shutoff Valve）关断加油；l 当主控阀的电磁阀(Pilot Valve Solenoid)断电时，即当主控阀浮子(Pilot Valve Float)未上升到最上位时（等同于还未加到油箱满油量时浮子状态），控制油路畅通无压，使加油关断阀（Refueling Shutoff Valve）打开，允许加油。
飞机燃油系统设计与优化
飞机燃油系统设计与优化飞机燃油系统是飞机运行中至关重要的一个部分，它的设计与优化直接关系到飞机的安全性、经济性以及环境影响。
本文将探讨飞机燃油系统的设计原理、优化方法以及未来的发展趋势。
一、设计原理1. 燃油系统的基本组成飞机燃油系统主要由燃油箱、燃油传输系统、供油系统和燃油管理系统等组成。
燃油箱负责存储燃油，燃油传输系统将燃油从燃油箱输送到发动机，供油系统负责控制燃油的流量和压力，燃油管理系统则监控和控制整个燃油系统的运行。
2. 燃油系统的设计考虑因素在设计燃油系统时，需要考虑以下因素：- 燃油的储存和输送安全性：确保燃油不会泄漏或起火，保障乘客和机组人员的安全；- 燃油的经济性：优化燃油的消耗，减少航班成本；- 燃油的环境影响：减少二氧化碳和其他排放物的排放。
二、优化方法1. 燃油系统的重量优化飞机重量是影响其性能和经济性的重要因素之一。
为了实现燃油系统的重量优化，可以采取以下措施：- 优化燃油箱的材料和结构：选择轻量化的材料，并采用优化的结构设计，减少燃油箱的重量；- 降低燃油管道的阻力：优化管道的布局和直径，减小燃油在管道中的损失。
2. 燃油系统的效率优化提高燃油系统的效率可以减少燃油的消耗，提高航班的经济性。
以下是一些常用的优化方法：- 优化燃油泵和过滤系统：减小能量损失，提高泵的效率；- 优化供油系统：通过控制供油参数，如燃油流量和压力，实现最佳燃油消耗；- 优化燃油管理系统：通过监测和控制燃油的使用情况，实现最佳的燃油分配。
三、发展趋势未来，随着科技的不断进步，飞机燃油系统将继续得到改进和优化。
以下是一些可能的发展趋势：1. 绿色燃料的应用随着对环境保护意识的提高，绿色燃料的研发和应用将成为发展的重点。
例如，生物燃料和可再生能源可以用于替代传统燃料，减少碳排放和对不可再生资源的依赖。
2. 自动化技术的应用随着自动化技术的进步，燃油系统将逐渐实现自动化控制。
自动化技术可以实时监测和控制燃油的使用情况，提高系统的稳定性和效率。
飞机变频恒压加油控制系统设计
DOI: 10.11991/yykj.201703003网络出版地址：/kcms/detail/23.1191.U.20170516.1508.012.html飞机变频恒压加油控制系统设计周海力，朱达书，刘冲中国船舶工业系统工程研究院，北京 100094摘 要：为了解决飞机传统加油方式中存在的压力控制不精准、能源浪费大、效率低下等问题，提出了采用变频调速实现恒压加油的方式，设计了基于可编程逻辑控制器(PLC)和视窗控制中心(WinCC)的机场飞机恒压加油系统。
根据加油系统的性能指标（如压力、流量）设计出了泵−管路系统。
并根据恒压加油控制原理，建立了系统近似数学模型，设计了自适应模糊PID 控制算法，仿真实验表明在运行过程中始终处于最优状态，对飞机变频加油控制系统设计具有较好的指导意义。
关键词：飞机；变频；恒压；加油；控制算法；PLC ；WinCC ；自适应模糊控制；PID 控制；系统仿真中图分类号：TP272 文献标志码：A 文章编号：1009−671X(2018)02−0060−05Design on the variable-frequency constant-pressure refueling controlsystem of aircraftZHOU Haili, ZHU Dashu, LIU ChongSystem Engineering Research Institute of China State Shipbuilding Corporation, Beijing 100094, ChinaAbstract : In order to solve the problems existing in the traditional refueling way of aircraft, including inaccurate pressure control, large waste of energy and low efficiency, avariable-frequency speed-governing constant-pressure oil supply means was proposed. This paper designed a constant-pressure refueling system based on programmable logic controller (PLC) and Windows control center(WINCC) for airport aircraft, according to the performance indices (such as pressure, flow) of the refueling system, the pump-pipe system was also designed. According to the constant-pressure refueling control principle, an approximate mathematical model of the system was established and an adaptive fuzzy PID variable-frequency constant-pressure refueling control algorithm was designed. The simulation experiments show that, the system kept under the optimal state all along in the operation process and it has an excellent guidance sense for the design of the variable-frequency refueling control system of aircraft.Keywords: Aircraft, variable-frequency; constant pressure; refueling; control algorism; PLC; WinCC; adaptive fuzzy control; PID control; system simulation; $keyword.keyword_en随着社会经济的迅速发展，机场现代化水平的不断提高，飞机加油过程中对对流量、压力等流量特性指标的要求越来越高，传统基于回流阀和工频泵的飞机加油的方式已经不能满足新时代背景下的使用需求。
飞机燃油系统设计与优化
飞机燃油系统设计与优化飞机燃油系统是航空器的关键组成部分，对飞机性能、安全和经济性都有着重要影响。
本文将从设计和优化的角度探讨飞机燃油系统的相关要素，旨在提供一种燃油系统设计的指导原则，并且通过优化来提高飞机的性能和经济性。
1. 燃油系统设计原则1.1 安全性：飞机燃油系统设计的首要考虑因素是确保飞机的安全。
这包括燃油系统的耐久性、可靠性和防火性能。
燃油箱、连接件、阀门和泄漏检测系统等都需要符合严格的航空标准，以确保在任何情况下都能保持燃油系统的完整和功能完好。
1.2 重量优化：燃油系统的设计应优化重量并减少阻力。
例如，在燃油箱的设计中，可以采用轻量化材料并结构紧凑，以减少系统的整体重量。
此外，燃油管道的布置应避免过度弯曲，从而减小阻力并提高燃油流动效率。
1.3 维护性和易用性：考虑到飞机的维护和操作要求，燃油系统的设计应尽量简化操作，并提供容易维护和更换的组件。
例如，燃油箱应具有易于检查和清洁的访问孔，而排水阀和滤波器应易于维护和更换。
2. 燃油系统设计要素2.1 燃油泵：燃油泵负责将燃油从燃油箱输送到发动机燃烧室。
设计燃油泵时需要考虑其流量和压力特性，以满足不同飞行阶段和发动机工况下的燃油供应需求。
2.2 燃油过滤器：燃油过滤器用于去除燃油中的杂质和污染物，保持燃油系统的清洁。
燃油过滤器的设计应能有效过滤燃油，并兼顾燃油流量和压降，以确保燃油系统的正常运行。
2.3 燃油喷嘴：燃油喷嘴用于将燃油喷入燃烧室，实现燃烧过程。
燃油喷嘴的设计应考虑燃油雾化和喷射角度，以确保燃油能够完全燃烧，提高发动机的燃烧效率和推力输出。
2.4 燃油计量系统：燃油计量系统用于测量和监控燃油的使用情况。
设计时需要考虑精度和灵敏度，以确保准确测量燃油消耗，并提供及时的燃油状态信息。
2.5 燃油冷却系统：燃油冷却系统用于控制燃油温度，以保持燃油的稳定性和可燃性。
设计时需要考虑燃油系统的散热效果和传热效率，以防止燃油过热和爆炸的风险。
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．
空中加油设备压力闭环测试系统控制器设计
第39卷,总第228期2021年7月,第4期《节能技术》ENERGY CONSERVATION TECHNOLOGY Vol.39,Sum.No.228Jul.2021,No.4空中加油设备压力闭环测试系统控制器设计张维峰1,2,范伯骞1,王 健1(1.航空工业南京机电液压工程研究中心燃油系统部,江苏 南京 211100;2.航空机电系统综合航空科技重点实验室,江苏 南京 211100)摘 要:某典型空中加油地面试验系统使用液压马达驱动冲压空气涡轮,试验中出现液压马达转速不稳定、系统振荡等问题。
本文分析了振荡现象原因,提出了使用基于惯性测量单元的倾角传感器替代常规倾角传感器、电子调速控制器替代原模拟调速控制器的优化方案,建立基于Matlab /Simulink 的系统模型,评估优化前后的系统稳定性。
仿真表明原系统失稳主要原因在于倾角传感器采样滞后特性;基于惯性测量单元的倾角传感器可有效降低倾角采样滞后,提升系统稳定性。
关键词:冲压空气涡轮;闭环控制;传感器滞后;稳定性;惯性测量单元中图分类号:V249.4 文献标识码:A 文章编号:1002-6339(2021)04-0351-04Closed -loop Pressure Controller Design of the Ground ExperimentSystem for Aerial Refueling DevicesZHANG Wei -feng 1,2,FAN Bo -qian 1,WANG Jian1(1.Nanjing Engineering Institute of Aircraft Systems,AVIC,Nanjing 211106,China;2.Aviation Key Laboratoryof Science and Technology on Aero Electromechanical System Integration,Nanjing 211106,China)Abstract :A hydraulic motor is adopted in a typical aerial refueling device to drive the ram air turbine in the ground experiment system.The rotation speed oscillation of the hydraulic motor is observed.The cause of the system instability is analyzed in this paper,and an optimized plan is proposed,where an In⁃ertial Measurement Unit (IMU)is adopted in a customized sensor to measure the inclination in replace⁃ment of the inclinometer,while a digital speed controller substitutes for the original analog controller.The system model is developed based on Matlab /Simulink,and used to evaluate the stability performance.Simulation results confirmed that the inclinometer delay is the cause of oscillation,while the IMU basedsensor effectively reduced the delay and improved system stability.Key words :ram air turbine;closed -loop control;sensor delay;stability;Inertial Measurement Unit收稿日期 2021-03-10 修订稿日期 2021-03-28作者简介:张维峰(1979~),男,工程硕士,高级工程师,研究方向为空中加油设备研制和验证技术。
型飞机空中受油系统设计与分析
型飞机空中受油系统设计与分析随着现代航空技术的不断发展，长航程、高速度的大型客机成为了航空运输领域的重要发展方向。
然而，由于大型客机的燃油携带量有限，无法满足长时间的飞行需求，因此空中受油系统成为了解决这一问题的关键技术。
本文将以型飞机为例，对其空中受油系统的设计与分析进行详细的阐述。
型飞机是一种具有长航程、高速度的大型客机，由于其优越的飞行性能和舒适的乘坐体验，得到了广泛的商业应用。
然而，由于其燃油携带量有限，无法满足长时间的飞行需求，因此需要借助空中受油系统来延长其飞行时间。
空中受油系统可以在飞行过程中将燃油从加油机传输到受油机，从而提高受油机的续航能力。
型飞机空中受油系统的设计主要包括加油管路的设计。
加油管路采用高强度材料制作，由耐高压导管和连接件组成。
在飞行过程中，加油管路将加油机与受油机连接起来，实现燃油的传输。
加油管路设计还需考虑密封性、耐高温高压、抗腐蚀等因素，以确保系统的安全可靠性。
加油控制算法是型飞机空中受油系统的核心部分，主要负责控制加油过程，确保加油的稳定性和安全性。
算法基于液滴模型和流量模型进行设计，通过调节加油速率和加油量来实现在线动态控制。
加油控制算法还需考虑受油机的接收能力和加油机的加油能力，以及实时监测系统压力、温度等参数，以确保系统的正常运行。
加油时间是型飞机空中受油系统的重要性能指标之一。
在保证安全的前提下，提高加油速度可以缩短加油时间，从而提高受油机的续航能力。
然而，加油时间的缩短会受到多种因素的影响，如加油速率、加油量、管路长度和直径等，需要对这些因素进行综合分析，以确定最优的加油时间。
加油量是型飞机空中受油系统的另一个重要性能指标。
在保证安全的前提下，提高加油量可以增加受油机的续航能力。
然而，加油量的增加会受到受油机承载能力和加油机加油能力的限制，需要对这些因素进行综合考虑，以确定最优的加油量。
型飞机空中受油系统在运行过程中会存在一定的误差。
这些误差可能来自于加油管路的泄露、气体压力的波动、温度的变化等因素。
油箱两侧布置式直升机压力加油系统工作特性及设计优化
油箱两侧布置式直升机压力加油系统工作特性及设计优化发表时间：2020-12-11T12:29:24.337Z 来源：《工程管理前沿》2020年9月25期作者：戴辰阳[导读] 传统的直升机油箱主要布置在机身底部的舱体地板下方，在时代科技不断发展的今天开始逐渐选择起将油箱放置在直升机机身两侧的位置戴辰阳海丰通航科技有限公司北京 100070摘要：传统的直升机油箱主要布置在机身底部的舱体地板下方，在时代科技不断发展的今天开始逐渐选择起将油箱放置在直升机机身两侧的位置，以此能够满足直升机相关标准，减少研发过程中存在的风险。
相关人员经由 Flowmaster 软件进行仿真研究，在解决原有问题的基础之上，通过改变油箱管路结构以及其同侧前后两油箱连通管方式的优化，提出了如下优化方案。
证明该方案对油箱两侧布置式直升机的油箱加油流量不匹配的情况能够得到显著改善，且最大程度满足其系统冲压力的限制要求。
关键词：油箱两侧布置式直升机；压力加油系统；工作特性；设计优化一、引言直升机的实际使用性能以及飞行安全一直受到燃油系统的重大影响，一般情况中相关人员往往会采取通过对压力加油系统的研究找出缩短实际加油时间的方法，以求缩短飞行准备时间。
对于飞行器的实际使用而言，安全问题是重中之重，因此为了保证飞行安全，压力加油系统所受到的冲击压力必须要严格控制在标准范围之内；为了能够有效减少管内由于燃油流动而产生的静电，对燃油在管内的流速也有着严苛的限制。
而飞行器在其减重的方面也有着较为独特的要求。
使用Flowmaster 软件建模能够最大程度上模拟出飞机在压力加油中的全过程，相关研究人员通过前期的仿真计算及数据分析，研究论证出了满足国家规定标准的设计优化方案，能够在有效提升研制的效率，降研究风险。
二、油箱两侧布置形式的压力加油系统最为典型的油箱两侧布置式直升机压力加油系统如图1所示，其最明显的特征就是结构十分复杂，燃油在输入中主要通过油箱最前端的接头流入至主管道内部，而主管道内又再次分为两个不不路径。
一种小型飞机单点重力加油设计
一种小型飞机单点重力加油设计飞机燃油是飞行过程中必不可少的资源，对于远程飞行任务来说，燃油的补给问题显得尤为重要。
传统的加油方式是通过地面设备或者空中加油机进行加油，但随着科技的发展，一种新型的加油方式逐渐被人们关注和研究，即小型飞机单点重力加油。
小型飞机单点重力加油是指在飞行过程中，通过另一架小型飞机进行燃油补给的方式。
这种加油方式的优势在于灵活性和成本效益。
与传统的地面设备或空中加油机相比，小型飞机单点重力加油可以在更短的时间内完成加油任务，并且无需额外的设备和人力投入。
这对于一些需要频繁加油的小型飞机来说，尤为适用。
在小型飞机单点重力加油的设计中，首先需要考虑的是加油装置的设计。
由于小型飞机的燃油负载相对较小，所以可以采用简单的加油系统。
一种常见的设计是在飞机机身上设置一个加油口，通过加油口与另一架飞机的燃油管道相连接，实现燃油的补给。
为了确保加油过程的安全性，可以在加油口上设置阀门，以便在不需要加油时关闭。
需要考虑的是加油过程的控制和监控。
在小型飞机单点重力加油过程中，需要确保加油过程的稳定和安全。
可以通过传感器来监测燃油的流量和压力，以便及时掌握加油情况。
同时，还可以通过控制系统来控制加油过程的开始和结束，以及加油流量的控制，确保加油过程的精确和可控。
还需要考虑加油飞机的选择和配对。
在小型飞机单点重力加油中，需要选择一架适合用于加油的小型飞机作为加油飞机。
这架飞机需要具备较大的燃油容量和较好的机动性能，以便在加油过程中能够稳定地飞行并完成加油任务。
同时，还需要确保加油飞机与被加油飞机之间的配对适合，以便在加油过程中能够达到最佳的加油效果。
小型飞机单点重力加油的实施过程需要精心设计和准备，但相信随着技术的进一步发展和应用，这种加油方式将会越来越受到重视和推广。
它不仅可以提高小型飞机的飞行效率和续航能力，还可以降低加油成本和提高加油灵活性。
相信在不久的将来，小型飞机单点重力加油将成为通用航空领域中一种常见的加油方式。
一种小型飞机单点重力加油设计
一种小型飞机单点重力加油设计
单点重力加油是一种常见的飞机加油方式，它通过一个加油点将油箱与加油车连接起来，通过重力将燃油从加油车输送到飞机油箱中。
对于小型飞机来说，单点重力加油设计通常比较简单，以下是一种小型飞机单点重力加油设计的示意图：
1. 加油车：加油车底部有一个油箱，内装有燃油。
加油车通过一个软管连接到飞机的加油点。
2. 加油点：飞机上设有一个加油点，用于连接到加油车的软管。
加油点通常位于飞机机翼上方或者机身侧面。
3. 重力加油：当加油车中的燃油泵打开时，燃油会通过软管流向飞机的油箱。
由于地面和飞机之间的高度差，燃油会通过重力作用流向飞机。
4. 加油过程：在加油过程中，飞机和加油车都需要保持静止，以确保燃油能够顺利流入飞机油箱中。
通过这种小型飞机单点重力加油设计，可以方便地为小型飞机进行加油，减少了加油过程中的复杂性和成本。
同时，这种设计也可以提高加油效率，使飞机能够更快地完成加油作业，准备好进行下一次飞行。
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飞机压力加油系统设计研究
随着科技信息的快速发展，我国的航空业的发展也得到了质的飞跃。
文章简要叙述了某种飞机压力加油系统的工作原理、组成及压力加油系统管路。
希望可以为航空业的相关工作人员提供理论帮助，仅供参考。
标签：压力加油系统；飞机；工作原理
1 概述
压力加油系统隶属于燃油系统，由压力加油接头、压力加油控制活门、油面控制器、预检开关、真空活门、压力信号器、放油开关和导管等组成。
它的主要功用是在地面安全快速的向飞机加注燃油以满足飞行需要。
2 压力加油系统工作原理
压力加油系统按加油方式分为人工压力加油系统和自动压力加油系统。
2.1 自动压力加油
当进行自动压力加油时，首先取掉通气口堵塞、搭铁线接地，连接好压力加油接头，并接通电路，打开自动加油开关。
自动压力加油是通过加耗油控制器实现，按照规定的顺序对各油箱进行加油。
燃油以一定的压力从加油车流出，通过压力加油接头、压力加油管路、压力加油控制活门流入油箱。
当管路油压大于某一最小设定值时，加油配电盒上正常信号灯亮，表明压力加油工作正常；当加油管路中的压力大于某一最大设定值时，加油配电盒上对应的超压信号灯亮，表明加油管路超压，应立即停止加油。
当加满油后，压力加油控制活门关闭，加油配电盒上的加油状态指示灯灭。
为防止抽油时管路内产生真空，在加油管路上装有真空活门。
当管路内外压差达到规定值时，真空活门打开，空气经真空活门进入加油管路，使加油车在抽出加油管路内的余油时管路内不会产生真空。
2.2 人工压力加油
当自动压力加油系统工作不正常时，可以使用人工压力加油的方法给飞机加油。
人工压力加油时，断开自动加油开关的电门，然后，用人工加油电门来控制压力加油控制活门的打开和关闭。
可以同时打开全部加油控制活门，也可以单独打开某一个油箱的加油控制活门。
3 压力加油系统主要附件和工作原理
3.1 压力加油接头
压力加油接头是压力加油系统的配套附件，是机上压力加油系统与地面加油设备的连接装置。
3.2 压力加油控制活门
压力加油控制活门与油面控制器配套使用，用来关断飞机压力加油管路。
3.3 油面控制器
油面控制器与压力加油控制活门配套使用，用来控制压力加油控制活门的工作。
油面控制器与压力加油控制活门联合使用的工作原理分为加油控制原理、应急油面控制原理和预检工作原理。
3.3.1 加油工作原理
开始进行地面压力加油时，油箱油面低于油面控制器的磁浮子开关工作油面，磁浮子开关中的干簧管处于断开状态。
此时，油面控制器的浮子活门也处于安全位置，压力加油控制活门的应急控制管路畅通，压力加油控制活门的上柱塞活门和下柱塞活门在油的压力作用下先后开启，燃油通过压力加油控制活门进入油箱。
3.3.2 应急油面控制原理
当正常油面控制系统失效时，油面控制器中的摇臂浮子随着油面的继续上升而浮起，带动活门关闭，压力加油控制活门的应急控制管路被堵住，上柱塞腔开始建压，使下柱塞活门关闭、压力加油控制活门停止加油。
同时，油面也上升到油面控制器的磁浮子开关工作油面，磁浮子开关中的干簧管处于吸和状态并发出满油信号。
3.3.3 预检工作原理
开始地面加油时，通过预检管路（打开预检开关）向油面控制器的预检管接头引入一定压力值的燃油，液动力推开盖板（同时覆盖窗口），燃油迅速充满油面控制器的浮子腔，摇臂浮子在燃油浮力的作用下浮起，带动活门关闭，压力加油控制活门的应急控制管路被堵住，上柱塞腔开始建压，使下柱塞活门关闭、压力加油控制活门停止加油。
当停止向预检管路输油（关闭预检开关），油面控制器的盖板在扭簧的作用下回位，浮子腔内的燃油迅速排走，摇臂浮子下落，带动活门开启，压力加油控制或门的应急控制管路畅通，压力加油控制活门继续加油，实现预检。
3.4 预检开关
预检开关的功用是用于控制压力加油时对油面控制器进行预检。
3.5 压力信号器
压力信号器的传感部分是一个微动开关。
当膜盒变形到一定程度时，使微动开关动作，接触点闭合，于是接通电路，信号灯亮。
3.5.1 压力加油超压信号器
当压力加油管路内压力超过设定的压力时，接通电路，使加油配电盒上的红色信号灯亮，此时应停止加油。
3.5.2 压力加油正常信号器
当压力加油管路内压力超过设置的最小压力值时，接通电路，使加油配电盒上的绿色灯亮，这表明加油正常。
3.6 电源变换器
电源变换器是压力加油系统的电子附件，功能是给油面控制器提供直流电源，并将信号提供给压力加油控制面板上的显示灯，同时对油面控制器的油面状态进行控制。
4 结束语
随着航空业的发展，压力加油系统的使用越来越广泛，地面压力加油系统具有的自动化程度高、加油时间短、防止油液污染、保证加油人员安全等优点也越来越受到业界的认可。
但我国的快速加油与国外相比，还有不小的差距，压力加油系统的优化与深入研究，任重而道远。