本申請(qǐng)屬于油箱燃油控制領(lǐng)域，特別涉及一種飛機(jī)左右油箱燃油平衡系統(tǒng)及方法。

背景技術(shù)：

1、大型飛機(jī)設(shè)計(jì)過程中，機(jī)內(nèi)空間利用率是重點(diǎn)考慮因素之一。為了最大化利用飛機(jī)內(nèi)部空間，同時(shí)滿足大型飛機(jī)的燃油需求，通常將飛機(jī)的油箱對(duì)稱地配置在機(jī)翼內(nèi)部。此設(shè)計(jì)方式存在諸多優(yōu)點(diǎn)：一是提高了飛機(jī)的客貨運(yùn)輸能力；二是燃油消耗時(shí)飛機(jī)重心位置的移動(dòng)量較小，利于飛機(jī)的飛行平衡和安全；三是置于機(jī)翼的油箱遠(yuǎn)離地面，在緊急迫降等特殊情況下相對(duì)安全。

2、大型飛機(jī)通常在機(jī)翼中對(duì)稱設(shè)置多組油箱，滿足發(fā)動(dòng)機(jī)的供油需求。但是飛機(jī)燃油傳輸系統(tǒng)結(jié)構(gòu)復(fù)雜，涉及部件繁多，隨著發(fā)動(dòng)機(jī)不斷消耗油箱內(nèi)的燃油，多組油箱內(nèi)的燃油量可能出現(xiàn)較大偏差。諸如輸油活門的質(zhì)量、油量傳感器安裝位置等因素，都將導(dǎo)致機(jī)翼左右油箱燃油量不平衡現(xiàn)象的發(fā)生，最終極大地影響了飛機(jī)飛行姿態(tài)的穩(wěn)定性，對(duì)飛機(jī)的安全造成了嚴(yán)重威脅。

3、對(duì)于上述機(jī)翼左右油箱燃油不平衡的現(xiàn)象，最傳統(tǒng)的解決方式是采用交輸供油法。以民用飛機(jī)為例，首先飛機(jī)檢測(cè)到機(jī)翼左右油箱燃油量相差較大，并發(fā)出告警信號(hào)，機(jī)組人員進(jìn)行手動(dòng)操作，打開機(jī)翼左右油箱之間的交輸供油閥，關(guān)閉低油量油箱的供油泵和低油量油箱的供油活門，打開高油量油箱的供油泵和供油活門，此時(shí)高油量油箱中的燃油同時(shí)為多組發(fā)動(dòng)機(jī)供油，以達(dá)到減小機(jī)翼左右油箱燃油量偏差的目的。

4、上述燃油平衡方式需關(guān)閉所有低油量油箱的供油泵，若供油泵重啟失敗，則將威脅飛機(jī)的供油安全，并且此方式需機(jī)組人員手動(dòng)操作，因此存在一定的限制。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)思路

1、本申請(qǐng)的目的是提供了一種飛機(jī)左右油箱燃油平衡系統(tǒng)及方法，以解決或減輕背景技術(shù)中的至少一個(gè)問題。

2、本申請(qǐng)的技術(shù)方案是：一種飛機(jī)左右油箱燃油平衡系統(tǒng)，包括左側(cè)燃油單元、右側(cè)燃油單元和控制處理器，所述左側(cè)燃油單元與右側(cè)燃油單元之間設(shè)置有隔離閥；所述左側(cè)燃油單元包括左一輸油管、左二輸油管、左一油箱和左二油箱；所述左一輸油管與左一油箱內(nèi)部相連左二輸油管與左二油箱內(nèi)部相連，并且所述左一輸油管和左二輸油管相互連通；所述右側(cè)燃油單元包括右一輸油管、右二輸油管、右一油箱和右二油箱；所述右一輸油管與右一油箱內(nèi)部相連，所述右二輸油管與右二油箱內(nèi)部相連，并且右一輸油管和右二輸油管相互連通；所述左一油箱、左二油箱、右一油箱和右二油箱內(nèi)均設(shè)有用于感應(yīng)油量和進(jìn)行油箱開關(guān)控制的用電元件，左二輸油管與右二輸油管相互連通，所述控制處理器與左側(cè)燃油單元、右側(cè)燃油單元內(nèi)部的所有用電元件電連接。

3、優(yōu)選地，所述左一油箱內(nèi)部安裝有左一油量傳感器、左一輸油泵和左一傳輸閥門；所述左一輸油泵位于燃油液面下方，所述左一傳輸閥門通過左一輸油管與左一輸油泵相連通。

4、優(yōu)選地，所述左二油箱內(nèi)部安裝有左二油量傳感器、左二輸油泵和左二傳輸閥門；所述左二輸油泵位于燃油液面下方，所述左二傳輸閥門通過左二輸油管與左二輸油泵相連通，所述左二輸油管與隔離閥相連通。

5、優(yōu)選地，所述右一油箱內(nèi)部安裝有右一油量傳感器、右一輸油泵和右一傳輸閥門；所述右一輸油泵位于燃油液面下方，所述右一傳輸閥門通過右一輸油管與右一輸油泵相連通。

6、優(yōu)選地，所述右二油箱內(nèi)部安裝有右二油量傳感器、右二輸油泵和右二傳輸閥門；所述右二輸油泵位于燃油液面下方，所述右二傳輸閥門通過右二輸油管與右二輸油泵相連通，所述右二輸油管與隔離閥相連通。

7、作為一種具體實(shí)施方式，一種飛機(jī)左右油箱燃油平衡方法，包括：飛控系統(tǒng)采集飛機(jī)當(dāng)前的飛行數(shù)據(jù)并判斷當(dāng)前飛機(jī)是否出現(xiàn)故障；當(dāng)飛機(jī)無故障時(shí)，飛控系統(tǒng)命令控制處理器執(zhí)行正常策略，當(dāng)飛機(jī)存在故障時(shí)，飛控系統(tǒng)命令控制處理器執(zhí)行快速策略；

8、當(dāng)飛控系統(tǒng)判斷執(zhí)行快速策略時(shí)：

9、控制處理器先通過左一油量傳感器、左二油量傳感器、右一油量傳感器和右二油量傳感器分別獲取左一油箱、左二油箱、右二油箱和右一油箱的燃油量；

10、其次對(duì)比左右兩側(cè)油箱燃油量的差值，即左一油箱與左二油箱的總?cè)加土客叶拖浜陀乙挥拖涞目側(cè)加土窟M(jìn)行比較，獲取油量差值并標(biāo)記為qd；

11、然后左一油箱分別與右二油箱和右一油箱比較，左二油箱同樣分別與右二油箱和右一油箱進(jìn)行比較，找出兩側(cè)油量差距最大的兩個(gè)油箱，將其標(biāo)記為l左和l右；

12、控制處理器打開l左和l右對(duì)應(yīng)的傳輸閥門和隔離閥，其余閥門保持關(guān)閉狀態(tài)，同時(shí)控制l左和l右中油量較大油箱中的輸油泵開始工作，進(jìn)行燃油傳輸；

13、油量較大油箱中的燃油流經(jīng)對(duì)應(yīng)的傳輸閥門、輸油管和隔離閥，通過打開的油量較小油箱中的傳輸閥門進(jìn)入油量較小油箱之中；

14、在燃油傳輸?shù)倪^程中，控制處理器通過油量傳感器不斷監(jiān)測(cè)l左和l右油箱中的燃油量，當(dāng)油量較小傳輸?shù)娜加土恐蹬c總油量差值qd的差值小于等于差值設(shè)定值時(shí)，關(guān)閉對(duì)應(yīng)的輸油泵、傳輸閥門和隔離閥，完成左右兩側(cè)油箱燃油量的快速平衡。

15、優(yōu)選地，飛機(jī)正常飛行過程中，控制處理器監(jiān)測(cè)到左右兩側(cè)燃油量差值超過規(guī)定的最大差值qmax時(shí)，開始執(zhí)行正常策略的模式；

16、在左右兩側(cè)的總?cè)加土恳烟幱谄胶鉅顟B(tài)后獲取同側(cè)兩個(gè)油箱的燃油量差值，打開同側(cè)兩個(gè)油箱中的傳輸閥門，油量較大油箱中的輸油泵開始工作，傳輸?shù)娜加土考s為差值的一半時(shí)，對(duì)應(yīng)的輸油泵停止工作，同時(shí)關(guān)閉傳輸閥門，完成左右兩側(cè)四個(gè)油箱燃油傳輸。

17、優(yōu)選地，所述最大差值qmax和差值設(shè)定值按需設(shè)定。

18、優(yōu)選地，所述左一油箱內(nèi)部安裝有左一油量傳感器、左一輸油泵和左一傳輸閥門；所述左一輸油泵位于燃油液面下方，所述左一傳輸閥門通過左一輸油管與左一輸油泵相連通。

19、優(yōu)選地，所述左二油箱內(nèi)部安裝有左二油量傳感器、左二輸油泵和左二傳輸閥門；所述左二輸油泵位于燃油液面下方，所述左二傳輸閥門通過左二輸油管與左二輸油泵相連通，所述左二輸油管與隔離閥相連通。

20、優(yōu)選地，所述右一油箱內(nèi)部安裝有右一油量傳感器、右一輸油泵和右一傳輸閥門；所述右一輸油泵位于燃油液面下方，所述右一傳輸閥門通過右一輸油管與右一輸油泵相連通。

21、優(yōu)選地，所述右二油箱內(nèi)部安裝有右二油量傳感器、右二輸油泵和右二傳輸閥門；所述右二輸油泵位于燃油液面下方，所述右二傳輸閥門通過右二輸油管與右二輸油泵相連通，所述右二輸油管與隔離閥相連通。

22、本申請(qǐng)的飛機(jī)左右油箱燃油平衡系統(tǒng)及方法，包括左側(cè)燃油單元、右側(cè)燃油單元和控制處理器，左側(cè)燃油單元與右側(cè)燃油單元之間設(shè)置有隔離閥；通過控制處理器對(duì)左側(cè)燃油單元、右側(cè)燃油單元內(nèi)部的所有用電元件進(jìn)行控制；通過飛控系統(tǒng)命令控制處理器在不同情況下使用不同的策略，使用快速策略用以應(yīng)對(duì)緊急情況下飛機(jī)左右兩側(cè)燃油油量存在較大偏差的狀況，可在較短時(shí)間內(nèi)平衡左右兩側(cè)燃油；燃油的正常策略可更加精準(zhǔn)地平衡飛機(jī)左右兩側(cè)相對(duì)應(yīng)的油箱燃油量，使得飛機(jī)的重心保持在對(duì)稱面附近，極大限度上保證飛機(jī)的飛行安全。

技術(shù)特征：

1.一種飛機(jī)左右油箱燃油平衡系統(tǒng)，其特征在于：包括左側(cè)燃油單元、右側(cè)燃油單元和控制處理器(17)，所述左側(cè)燃油單元與右側(cè)燃油單元之間設(shè)置有隔離閥(22)；所述左側(cè)燃油單元包括左一輸油管(9)、左二輸油管(10)、左一油箱(18)和左二油箱(19)；所述左一輸油管(9)與左一油箱(18)內(nèi)部相連左二輸油管(10)與左二油箱(19)內(nèi)部相連，并且所述左一輸油管(9)和左二輸油管(10)相互連通；所述右側(cè)燃油單元包括右一輸油管(12)、右二輸油管(11)、右一油箱(21)和右二油箱(20)；所述右一輸油管(12)與右一油箱(21)內(nèi)部相連，所述右二輸油管(11)與右二油箱(20)內(nèi)部相連，并且右一輸油管(12)和右二輸油管(11)相互連通；所述左一油箱(18)、左二油箱(19)、右一油箱(21)和右二油箱(20)內(nèi)均設(shè)有用于感應(yīng)油量和進(jìn)行油箱開關(guān)控制的用電元件，左二輸油管(10)與右二輸油管(11)相互連通，所述控制處理器(17)與左側(cè)燃油單元、右側(cè)燃油單元內(nèi)部的所有用電元件電連接。

2.如權(quán)利要求1所述的飛機(jī)左右油箱燃油平衡系統(tǒng)，其特征在于：所述左一油箱(18)內(nèi)部安裝有左一油量傳感器(13)、左一輸油泵(1)和左一傳輸閥門(5)；所述左一輸油泵(1)位于燃油液面下方，所述左一傳輸閥門(5)通過左一輸油管(9)與左一輸油泵(1)相連通。

3.如權(quán)利要求1所述的飛機(jī)左右油箱燃油平衡系統(tǒng)，其特征在于：所述左二油箱(19)內(nèi)部安裝有左二油量傳感器(14)、左二輸油泵(2)和左二傳輸閥門(6)；所述左二輸油泵(2)位于燃油液面下方，所述左二傳輸閥門(6)通過左二輸油管(10)與左二輸油泵(2)相連通，所述左二輸油管(10)與隔離閥(22)相連通。

4.如權(quán)利要求1所述的飛機(jī)左右油箱燃油平衡系統(tǒng)，其特征在于：所述右一油箱(21)內(nèi)部安裝有右一油量傳感器(16)、右一輸油泵(4)和右一傳輸閥門(8)；所述右一輸油泵(4)位于燃油液面下方，所述右一傳輸閥門(8)通過右一輸油管(12)與右一輸油泵(4)相連通。

5.如權(quán)利要求1所述的飛機(jī)左右油箱燃油平衡系統(tǒng)，其特征在于：所述右二油箱(20)內(nèi)部安裝有右二油量傳感器(15)、右二輸油泵(3)和右二傳輸閥門(7)；所述右二輸油泵(3)位于燃油液面下方，所述右二傳輸閥門(7)通過右二輸油管(11)與右二輸油泵(3)相連通，所述右二輸油管(11)與隔離閥(22)相連通。

6.一種飛機(jī)左右油箱燃油平衡方法，采用權(quán)利要求1-5任一所述的燃油平衡系統(tǒng)，其特征在于，包括：

7.如權(quán)利要求6所述的飛機(jī)左右油箱燃油平衡方法，其特征在于：飛機(jī)正常飛行過程中，控制處理器(17)監(jiān)測(cè)到左右兩側(cè)燃油量差值超過規(guī)定的最大差值qmax時(shí)，開始執(zhí)行正常策略的模式；

8.如權(quán)利要求7所述的飛機(jī)左右油箱燃油平衡方法，其特征在于：所述最大差值qmax和差值設(shè)定值按需設(shè)定。

9.如權(quán)利要求6所述的飛機(jī)左右油箱燃油平衡方法，其特征在于：所述左一油箱(18)內(nèi)部安裝有左一油量傳感器(13)、左一輸油泵(1)和左一傳輸閥門(5)；所述左一輸油泵(1)位于燃油液面下方，所述左一傳輸閥門(5)通過左一輸油管(9)與左一輸油泵(1)相連通。

10.如權(quán)利要求6所述的飛機(jī)左右油箱燃油平衡方法，其特征在于：所述左二油箱(19)內(nèi)部安裝有左二油量傳感器(14)、左二輸油泵(2)和左二傳輸閥門(6)；所述左二輸油泵(2)位于燃油液面下方，所述左二傳輸閥門(6)通過左二輸油管(10)與左二輸油泵(2)相連通，所述左二輸油管(10)與隔離閥(22)相連通。

11.如權(quán)利要求6所述的飛機(jī)左右油箱燃油平衡方法，其特征在于：所述右一油箱(21)內(nèi)部安裝有右一油量傳感器(16)、右一輸油泵(4)和右一傳輸閥門(8)；所述右一輸油泵(4)位于燃油液面下方，所述右一傳輸閥門(8)通過右一輸油管(12)與右一輸油泵(4)相連通。

12.如權(quán)利要求6所述的飛機(jī)左右油箱燃油平衡方法，其特征在于：所述右二油箱(20)內(nèi)部安裝有右二油量傳感器(15)、右二輸油泵(3)和右二傳輸閥門(7)；所述右二輸油泵(3)位于燃油液面下方，所述右二傳輸閥門(7)通過右二輸油管(11)與右二輸油泵(3)相連通，所述右二輸油管(11)與隔離閥(22)相連通。

技術(shù)總結(jié)
本申請(qǐng)屬于油箱燃油控制領(lǐng)域，為一種飛機(jī)左右油箱燃油平衡系統(tǒng)及方法，包括左側(cè)燃油單元、右側(cè)燃油單元和控制處理器，左側(cè)燃油單元與右側(cè)燃油單元之間設(shè)置有隔離閥；通過控制處理器對(duì)左側(cè)燃油單元、右側(cè)燃油單元內(nèi)部的所有用電元件進(jìn)行控制；通過飛控系統(tǒng)命令控制處理器在不同情況下使用不同的策略，使用快速策略用以應(yīng)對(duì)緊急情況下飛機(jī)左右兩側(cè)燃油油量存在較大偏差的狀況，可在較短時(shí)間內(nèi)平衡左右兩側(cè)燃油；燃油的正常策略可更加精準(zhǔn)地平衡飛機(jī)左右兩側(cè)相對(duì)應(yīng)的油箱燃油量，使得飛機(jī)的重心保持在對(duì)稱面附近，極大限度上保證飛機(jī)的飛行安全。

技術(shù)研發(fā)人員：黃穎旭,劉玥,楊召慶
受保護(hù)的技術(shù)使用者：中國(guó)航空工業(yè)集團(tuán)公司西安飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所
技術(shù)研發(fā)日：
技術(shù)公布日：2025/1/9