一种用于飞机加油的压力控制系统技术方案

本发明专利技术记载了一种用于飞机加油的压力控制系统，包括主阀、水击抑制向导阀、减压向导阀、紧急关闭向导阀以及球阀；主阀进口端分别与水击抑制向导阀进口端和减压向导阀的顶部相连通，主阀上腔分别与水击抑制向导阀出口端和减压向导阀进口端相连通，主阀上腔还通过球阀与紧急关闭向导阀进口端相连通；水击抑制向导阀出口端通过减压向导阀与主阀出口端相连通，紧急关闭向导阀直接与主阀出口端相连通。由于采用了上述技术，本发明专利技术具备了故障自我保护功能、控制压力精度高、正反向水击抑制以及紧急快速关闭等优点。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及油压控制
，尤其涉及一种用于飞机加油的压力控制系统。
技术介绍
无论是对于现代军用或者民用飞机，都对飞机的加油安全要求十分严格。如何在绝对安全地情况下更短时间内完成定量加油成为加油设备的技战指标或者经济指标。因而对飞机加油设备的要求更为严苛：大管线，大流量，稳定加油压力，水击控制，紧急关停截断等等。国内的加油设备在大流量下的水击控制功能十分微小，无法满足实际需要。因此现有的民航大流量加油设备几乎全是进口。新式的加油设备从结构设计上满足加油设备对大流量加油的稳压控制，水击抑制，快速关闭功能。随着现代化大飞机载重量及续航航程的不断加大，对飞机要求具有更大加油量的同时要求加油时间更短，因此要求飞机的加油装置流量大、快速、高效、安全。需要满足上述要求就需要实现稳定的短时间大流量下仍具有故障自我保护功能、稳定的加油压力、管网系统与飞机之间的正反向水击抑制、意外发生时紧急截断油料让损失减小到最小的油料加注基本要求，就很有必要对加油装备关键零部件进行研制，以提升飞机加油装备的整体保障效能，更好适应加油装备对大发展的要求。目前，国内主要有轴流式DN50、65、80mm的在线压力应急控制阀。DN80mm的最大加油流量为1200L/min，其不具有正反向水击抑制功能，同时加油紧急关闭控制功能必须借助外接压缩空气动力源或者电动开关控制，而国内民航机场设施主要采用进口设备。如根据大飞机的匹配需求为DN80mm(加油最大流量为1800L/min)、DN100mm(加油最大流量为2600L/min)或者DN150mm(加油最大流量为4500L/min)的大流量管线加油，则国内现有设备根本无法满足。同时相对于昂贵的飞机来说，加油装置完善的故障自我保护功能防止误操作就更为重要，而一般的现有设备并不具备此功能。
技术实现思路
为了解决上述问题，本专利技术提供一种用于飞机加油的压力控制系统，可以实现加油压力稳压控制、水击压力正反向自动抑制、加油紧急关闭控制等功能，主要配套安装于外场固定管道设施及飞机移动加油装备的加油系统末端，是机场管道加油系统停机棚管道加油口、滑行道飞机加油口以及移动加油装置等的控制设备。上述的一种用于飞机加油的压力控制系统，包括主阀、水击抑制向导阀、减压向导阀、紧急关闭向导阀以及球阀；所述主阀包括主阀进口端、主阀出口端、主阀上腔以及运动组件，所述水击抑制向导阀包括水击抑制向导阀进口端、水击抑制向导阀出口端、阀瓣、第一膜片、第一压缩弹簧以及中腔，所述减压向导阀包括减压向导阀进口端、减压向导阀出口端、第二膜片以及第二压缩弹簧；所述主阀进口端分别与水击抑制向导阀进口端和减压向导阀的顶部相连通，所述主阀上腔分别与水击抑制向导阀出口端和减压向导阀进口端相连通，所述主阀上腔还通过球阀与紧急关闭向导阀进口端相连通；所述水击抑制向导阀出口端通过减压向导阀与主阀出口端相连通，所述紧急关闭向导阀直接与主阀出口端相连通。上述系统中，所述球阀为手动球阀。上述系统中，所述运动组件包括运动主体、隔离膜以及弹簧。上述系统中，所述运动主体下端设置有缓冲橡胶。上述系统中，所述第一膜片和第二膜片均为橡胶膜片。上述系统中，所述第一压缩弹簧位于水击抑制向导阀的顶部。上述系统中，所述第二压缩弹簧位于减压向导阀的顶部。本专利技术的优点和有益效果在于：本专利技术提供了一种用于飞机加油的压力控制系统，具备了以下优点：1、故障自我保护功能；2、控制压力精度高：出口压力3.0±0.30Kgf/cm2；3、正反向水击抑制：前端进口端的水击不会导致主阀后端压力急剧升高，后端出口端的水击不会导致主阀前端的压力急剧升高；4、紧急快速关闭：安全员在紧急状况下(可达1秒以内)关闭主阀，截断油流，避免造成更大的损失。附图说明为了更清楚地说明本专利技术实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例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，下面描述中的附图仅仅是本专利技术的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。图1是本专利技术中压力控制系统的结构示意图；图2是本专利技术中主阀的结构示意图；图3是本专利技术中水击抑制向导阀的结构示意图；图4是本专利技术中减压向导阀的结构示意图。具体实施方式下面结合附图和实施例，对本专利技术的具体实施方式作进一步描述。以下实施例仅用于更加清楚地说明本专利技术的技术方案，而不能以此来限制本专利技术的保护范围。如图1所示，本专利技术记载了一种用于飞机加油的压力控制系统，包括主阀1、水击抑制向导阀2、减压向导阀3、紧急关闭向导阀4以及球阀5。如图2所示，主阀1包括主阀进口端11、主阀出口端12、主阀上腔13以及运动组件14，实际工作中，主阀1的打开力(向上合力)为：F进－F座＝P进×S膜－P进×S座＝P进×(S膜－S座)其中，F进为主阀进口端11推动运动组件14向上的力，F座为主阀1的阀座处推动运动组件14向下的力，P进为主阀进口端11的压力，S膜为主阀1的膜片面积，S座为主阀1的阀座面积。同时，主阀1关闭力(向下力)为：F上＝P上×S膜其中，F上为主阀上腔13推动运动组件14向下的力，P上为主阀上腔13的压力；且上腔受压面积S膜是进口端阀座面积S座的2倍，即S膜/S座＝2。举例说明：将P进＝10Kgf/cm2带入公式：1、当F上＝F进－F座，则可以计算出P上＝5Kgf/cm2，此时主阀1处于稳定平衡状态；2、当F上＞F进－F座，则可以计算出P上＞5Kgf/cm2，此时主阀1处于关闭状态；3、当F上＜F进－F座，则可以计算P上＜5Kgf/cm2，此时主阀1处于打开状态。对于一个系统来说，前端管网提供的压力P进在一个时间段内基本上处于一种较为稳定的状态，即假设P进在一个时间段内为一定值，则F进也为一个定值，如果要实现主阀1的平衡、关闭或打开等功能，则只需要改变上腔受力F上的大小，而F上的大小改变只是随着P上的改变而改变。因此，要实现主阀1的平衡、关闭或打开等功能，就只是需要通过控制元件来改变P上的大小。这就是先导式水力控制阀的最基本工作原理，换言之：先导式水力控制阀就是通过安装在主阀上腔13的向导阀来控制主阀上腔13的压力，从来达到控制主阀1的平衡、关闭以及打开等工作状态。此外，在民用水力阀的使用中，主阀1均为正向流动使本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种用于飞机加油的压力控制系统，其特征在于，包括主阀、水击抑制向导阀、减压向导阀、紧急关闭向导阀以及球阀；所述主阀包括主阀进口端、主阀出口端、主阀上腔以及运动组件，所述水击抑制向导阀包括水击抑制向导阀进口端、水击抑制向导阀出口端、阀瓣、第一膜片、第一压缩弹簧以及中腔，所述减压向导阀包括减压向导阀进口端、减压向导阀出口端、第二膜片以及第二压缩弹簧；所述主阀进口端分别与水击抑制向导阀进口端和减压向导阀的顶部相连通，所述主阀上腔分别与水击抑制向导阀出口端和减压向导阀进口端相连通，所述主阀上腔还通过球阀与紧急关闭向导阀进口端相连通；所述水击抑制向导阀出口端通过减压向导阀与主阀出口端相连通，所述紧急关闭向导阀直接与主阀出口端相连通。

【技术特征摘要】
1.一种用于飞机加油的压力控制系统，其特征在于，包括主阀、水击抑制
向导阀、减压向导阀、紧急关闭向导阀以及球阀；所述主阀包括主阀进口端、主
阀出口端、主阀上腔以及运动组件，所述水击抑制向导阀包括水击抑制向导阀进
口端、水击抑制向导阀出口端、阀瓣、第一膜片、第一压缩弹簧以及中腔，所述
减压向导阀包括减压向导阀进口端、减压向导阀出口端、第二膜片以及第二压缩
弹簧；
所述主阀进口端分别与水击抑制向导阀进口端和减压向导阀的顶部相连通，
所述主阀上腔分别与水击抑制向导阀出口端和减压向导阀进口端相连通，所述主
阀上腔还通过球阀与紧急关闭向导阀进口端相连通；所述水击抑制向导阀出口端
通过减压向导阀与主阀出口端相连通，所述紧急关闭向导阀直接与主阀出口端相
连通。

【专利技术属性】
技术研发人员：蒲昌烈，章莹，张劼廷，
申请(专利权)人：上海康措流体控制有限公司，
类型：发明
国别省市：上海;31