一种大型无人机高可靠性燃油系统的制作方法

本实用新型属于航空领域，具体涉及一种大型无人机高可靠性燃油系统。

背景技术：

目前大型无人机飞速发展，大型无人机型谱逐渐完善。对无人机燃油系统提出了新的要求。对于无人机燃油系统来说，主要实现的功能与有人机基本相同。储存发动机所需的燃油、在飞机允许的一切飞行状态下，按一定顺序向发动机供给规定压力和流量的燃油及保持飞机重心在一定合理范围内。但目前大型无人机燃油系统多半照搬有人机燃油系统的技术，有的无人机燃油系统甚至需要人工干预。目前，对于未安装机翼油箱的大型无人机，国内燃油系统技术方案大多为：加油方式采取从中油箱重力加油；输油方式采取引射泵输油，通过供油泵工作后，产生流动速度快压力低的引射动流，从各个油箱将燃油抽至供油箱；重心控制方式为，合理计算输油限流口，管路流阻、引射泵引射能力及管路长度等相关参数，按比例从各个油箱将燃油引射至供油箱，重心控制范围一般精确性不高。

从中油箱重力加油较为不便，无人机中油箱都分布在机翼位置，给加油、维护等保障工作带来不便。引射泵输油会造成油箱内不可用余油较多。因引射泵安装高低不能过低，安装过低会导致引射泵吸油口与油箱外壁距离过近，影响引射效果；引射泵必须安装于油箱内部，生产装配以及维护成本较高。同时管路较为复杂，管路冗长。若油箱内部引射泵发生故障，如引射泵处或油箱内部管路脱开等，将导致燃油无法引射至供油箱，同时会导致供油箱燃油通过引射动流流入其余油箱，造成供油箱燃油不足，飞机重心偏移等危险结果；另外机载发电机电压并不稳定，导致供油泵出口燃油流量压力并不稳定，也会造成引射泵工作不稳定。燃油重心控制时，以一定的比例从各个油箱往供油箱输油，该比例一般由引射泵管路中的限流孔来控制，另外引射管路冗长，流阻不尽相同，导致限流孔大小的计算比较复杂，增加设计过程中的困难，针对不同的大型无人机，必须进行重新设计计算，增加了成本，降低了通用性。

技术实现要素：

针对上述问题，本实用新型的目的是提供一种大型无人机高可靠性燃油系统，通过对部件结构的合理设置，采用纯机械式重力输油技术方案，结构十分简单，加工、生产、装配及维护简单方便，同时成本较低；同时采取冗余设计，实现了重心调节功能，提高了系统的可靠性，使得可输燃油最大化，不可用余油较少。

为实现上述目的，本实用新型采取的技术方案包括：

一种大型无人机高可靠性燃油系统，包括燃油箱系统，还包括与燃油箱系统连通的供油系统和输油系统，燃油箱系统包括设在机身重心位的中油箱、设在中油箱前侧的前油箱和设在中油箱后侧的后油箱，中油箱分别通过输油系统与前油箱和后油箱连通；前油箱顶部设有第一重力加油口盖，用于整个燃油箱系统加油；中油箱在垂直方向底面最低，并通过供油系统输送燃油至发动机；后油箱在储油的同时调节整体机身的平衡。

可选的，输油系统包括主输油管路，主输油管路将前油箱内的燃油输送至中油箱和后油箱，并连通中油箱和后油箱。

可选的，输油系统还包括冗余输油管路，冗余输油管路将前油箱和后油箱的燃油输送至中油箱。

可选的，主输油管路由前油箱连接第一单向阀通往中油箱，后油箱连接第二单向阀通往中油箱；冗余输油管路由前油箱依次连接第一电磁阀、第三单向阀和电动活塞泵通往中油箱，后油箱依次连接第二电磁阀、第四单向阀和电动活塞泵通往中油箱。

可选的，输油系统还包括连通前油箱、中油箱和后油箱的油箱通气系统。

可选的，供油系统包括设在中油箱底部并联的双离心泵，并通过供油管路依次串联过滤器、第一放油阀、手动切断阀和流量传感器输送燃油至发动机。

可选的，中油箱与前油箱底部均为平面，后油箱底部为斜面。

可选的，前油箱顶部设有第一电容式油量传感器，底部设有第二放油阀；第一电容式油量传感器底端靠近前油箱底面。

可选的，中油箱底面设有放沉淀阀、温度传感器和介电常数传感器，顶部设有第二重力加油口盖和第二电容式油量传感器，第二电容式油量传感器底端靠近中油箱底面；中油箱上还设有底油面信号器和油泵压力信号器，油泵压力信号器内连双离心泵。

可选的，后油箱顶部设有第三重力加油口盖和两个分别位于后油箱前后两侧的第三电容式油量传感器，第三电容式油量传感器底端靠近后油箱底面。

进一步的，还包括燃油管理系统，燃油管理系统由自动控制器和燃油计算机控制，通过燃油控制电缆连接各个传感器、油泵及第一电磁阀和第二电磁阀。

进一步的，还包括飞控计算机，飞控计算机接收燃油管理系统参数，实现对燃油系统的控制以及对飞机重心的调节。

本实用新型与现有技术相比，具有如下技术效果：

(1)本实用新型的一种大型无人机高可靠性燃油系统，采用纯机械式重力输油技术方案，结构十分简单，加工、生产、装配及维护简单方便，同时成本较低。

(2)本实用新型的一种大型无人机高可靠性燃油系统，冗余输油管路提高了系统的可靠性，同时实现了重心调节功能，在保证功能的前提下，使系统最大程度的简单化。

(3)本实用新型的一种大型无人机高可靠性燃油系统，引入重心调节系统，使飞机在整个飞行过程中都保持重心处于最佳位置，提高了飞行品质。

(4)本实用新型的一种大型无人机高可靠性燃油系统，不采用引射输油的方式，使得可输燃油最大化，不可用余油较少。

附图说明

附图是用来提供对本实用新型的进一步理解，并且构成说明书的一部分，与下面的具体实施方式一起用于解释本实用新型，但并不构成对本实用新型的限制。在附图中：

图1为本实用新型的大型无人机高可靠性燃油系统的结构示意图；

图中各标号表示为：

a燃油箱系统；a1前油箱；a11第一电容式油量传感器；a12第一重力加油口盖；a13第一放油阀；a2中油箱；a21双离心泵；a22油泵压力信号器；a23第二重力加油口盖；a24第二电容式油量传感器；a25底油面信号器；a26温度传感器；a27介电常数传感器；a28放沉淀阀；a3后油箱；a31第三重力加油口盖；a32第三电容式油量传感器；a33放沉淀阀；a4油箱通气系统；b供油系统；b1过滤器；b2第二放油阀；b3手动切断阀；b4流量传感器；b5发动机；c输油系统；c1主输油管路；c11第一单向阀；c12第二单向阀；c2冗余输油管路；c21第一电磁阀；c22第三单向阀；c23第四单向阀；c24第二电磁阀；c25电动活塞泵；d燃油控制电缆；e燃油管理系统；e1自动控制器；e2燃油计算机；f飞控计算机。

具体实施方式

下面结合附图对本实用新型做进一步的详细说明，是对本实用新型的解释而不是限定。

一种大型无人机高可靠性燃油系统，包括燃油箱系统a，还包括与燃油箱系统a连通的供油系统b和输油系统c，燃油箱系统a包括设在机身重心位的中油箱a2、设在中油箱a2前侧的前油箱a1和设在中油箱a2后侧的后油箱a3，所述中油箱a2分别通过输油系统c与前油箱a1和后油箱a3连通；前油箱a1顶部设有第一重力加油口盖a12，用于整个燃油箱系统a加油；中油箱a2在垂直方向底面最低，并通过供油系统b输送燃油至发动机b5；后油箱a3在储油的同时调节整体机身的平衡。中油箱a2安装于无人机中部，其重心位置与无人机重心位置重合或距离很小。前油箱a1和后油箱a3分布在中油箱a2两侧，前油箱a1容积略大于后油箱15。进行加油时，三个油箱均可设置有重力加油口盖，可从任意油箱进行加油；一般情况下，从前油箱a1的第一重力加油口盖a12处进行加油，在重力作用以及输油系统c的作用下，前油箱a1往中油箱a2和后油箱a3输油，在重力作用下三个油箱的油面处于同一水平面。采用前油箱a1加油方便快捷，相比从中油箱a2进行加油，操作人员无需站在机翼上进行操作，且三个油箱的设置在出油量大的同时调节整体机身的平衡，纯机械式重力输油技术方案，结构十分简单，加工、生产、装配及维护，简单方便，同时成本较低。

输油系统c包括主输油管路c1，主输油管路c1将前油箱a1内的燃油输送至中油箱a2和后油箱a3，并连通中油箱a2和后油箱a3。主输油管路c1由前油箱a1连接第一单向阀c11通往中油箱a2，后油箱a3连接第二单向阀c12通往中油箱a2。一般情况下，从前油箱a1加油口盖处进行加油，主输油管路c1进行输油，加油时关闭第二单向阀c12，使其不具备单向阀功能；燃油通过第一单向阀c11及第二单向阀c12分别流向中油箱a2及后油箱a3，加油完毕后打开第二单向阀c12，使其恢复单向阀功能。前油箱a1及后油箱a3的燃油在重力作用下经过主输油管路c1输送至中油箱a2中，主输油管路c1上的两个单向活门可防止飞行过程中带姿态角时燃油从中油箱a2倒流回前油箱a1或后油箱a3。另外，主输油管路c1管路直径为40mm，管路直径极大，强度高，采用重力方式向供油箱输油，管路十分简单，零件及成品极少，可靠性极高。

输油系统c还包括冗余输油管路c2，冗余输油管路c2将前油箱a1和后油箱a3的燃油输送至中油箱a2。冗余输油管路c2由前油箱a1依次连接第一电磁阀c21、第三单向阀c22和电动活塞泵c25通往中油箱a2，后油箱a3依次连接第二电磁阀c24、第四单向阀c23和电动活塞泵c25通往中油箱a2。当飞机因姿态改变或者漏油等原因引起飞机重心变化时，冗余输油管路c2开始工作，首先电动活塞泵c25打开，需要将飞机重心往前调整时，打开第二电磁阀24，后油箱15燃油进入中油箱12；需要将飞机重心往后调整时，打开第二电磁阀c24，前油箱a1燃油进入中油箱a2，从而完成飞机重心的实时调节，使飞机在整个飞行过程中都保持重心处于最佳位置，提高了飞行品质。当主输油管路c1因故异常，主输油功能异常时，随着发动机的耗油，各个油箱燃油油量将出现异常，燃油重心也将异常，燃油管理系统e启动重心调节程序，调节重心的同时，也将完成冗余输油功能。双路冗余输油，提高了可靠性；且冗余输油功能与重心调节功能共用一条管路，在保证功能的前提下，使系统最大程度的简单化。

输油系统c还包括连通前油箱a1、中油箱a2和后油箱a3的油箱通气系统a4。油箱通气系统a4可选用连通前油箱a1、中油箱a2和后油箱a3的管路，使得三个油箱内的气压一致，三个油箱内的燃油始终保持在一平面上。

供油系统b包括设在中油箱a2底部并联的双离心泵a21，并通过供油管路依次串联过滤器b1、第一放油阀b2、手动切断阀b3和流量传感器b4输送燃油至发动机b5。燃油系统正常供油时，中油箱a2在双离心泵a21的驱动下，通过供油管路，通过过滤器b1过滤，流量传感器b4显示供油流量，而后通往发动机b5，整个供油过程为自动进行。另外由于未安装引射泵，油泵压力及流量不会分出一部分给引射泵，因此选择了功率较小的离心泵，单个油泵即可满足发动机用油。供油系统采取双离心泵冗余设计，提高了系统的可靠性，不采用引射输油的方式，使得可输燃油最大化，不可用余油较少。

中油箱a2与前油箱a1底部均为平面，后油箱a3底部为斜面。后油箱a3底部斜面的设置，使得剩余油渣会沉淀在最低处，同时在后油箱a3底部斜面最低处设置放沉淀阀a33方便剩余油渣的排出。

前油箱a1顶部设有第一电容式油量传感器a11，底部设有第二放油阀a13；第一电容式油量传感器a11底端靠近前油箱a1底面。中油箱a2底面设有放沉淀阀a28、温度传感器a26和介电常数传感器a27，顶部设有第二重力加油口盖a23和第二电容式油量传感器a24，第二电容式油量传感器a24底端靠近中油箱a2底面；中油箱a2上还设有底油面信号器a25和油泵压力信号器a22，油泵压力信号器a22内连双离心泵a21。后油箱a3顶部设有第三重力加油口盖a31和两个分别位于后油箱a3前后两侧的第三电容式油量传感器a32，第三电容式油量传感器a32底端靠近后油箱a3底面。

还包括燃油管理系统e，燃油管理系统e由自动控制器e1和燃油计算机e2控制，通过燃油控制电缆d连接各个传感器、油泵及第一电磁阀c21和第二电磁阀c24。还包括飞控计算机f，飞控计算机接f收燃油管理系统e参数，实现对燃油系统的控制以及对飞机重心的调节。燃油管理系统e由燃油计算机e2及自动控制器e1控制，通过燃油控制电缆d连接各个传感器、油泵及第一电磁阀c21和第二电磁阀c24。从第一电容式油量传感器a11、第二电容式油量传感器a24、低油面信号器a25、油泵压力信号器a22、第三电容式油量传感器a32、过滤器b1、流量传感器b4、介电常数传感器a27及温度传感器a26获取相关信息，并从飞控计算机f获取飞机飞行姿态等相关飞机信息，接收相应指令，同时将燃油系统工作状态及各类参数反馈给飞控计算机f。燃油管理系统e通过对获取的信息进行逻辑判断，进而控制第二电磁阀c24、电动活塞泵c25、双离心泵a21及第一电磁阀c21的打开或关闭，从而实现对燃油系统的控制以及对飞机重心的调节。

无人机飞行过程中，燃油管理系统e始终在自动工作，实时通过温度传感器a26监控燃油温度是否正常；通过两个油泵压力信号器a22，用来监控每个油泵的工作状态；通过流量传感器b4监控燃油流量是否正常；通过过滤器b1上信号器监控过滤器b1工作状态；通过低油面信号a25采集是否低油面报警；通过各个油箱电容式油量传感器采集各油箱油量，并通过介电常数传感器a27补偿油量测量误差。同时，燃油管理系统e将相关信息发送给飞控计算机f，飞控计算机f也实时的将飞机姿态信息发送给燃油管理系统e，燃油管理系统e根据各油箱油量及飞机姿态信息，测算飞机重心，与飞机最佳重心进行比较，进行实时重心调整，使飞机在整个飞行过程中都保持重心处于最佳位置，提高了飞行品质。

当飞行结束需要放油时，可分别从前油箱a1及后油箱a3各自的放油阀进行放油，也可以打开双离心泵a21，然后打开第一放油阀b2进行整个燃油系统的放油。

以上结合附图详细描述了本公开的优选实施方式，但是，本公开并不限于上述实施方式中的具体细节，在本公开的技术构思范围内，可以对本公开的技术方案进行多种简单变型，这些简单变型均属于本公开的保护范围。

另外需要说明的是，在上述具体实施方式中所描述的各个具体技术特征，在不矛盾的情况下，可以通过任何合适的方式进行组合，为了避免不必要的重复，本公开对各种可能的组合方式不再另行说明。

此外，本发公开的各种不同的实施方式之间也可以进行任意组合，只要其不违背本公开的思想，其同样应当视为本公开所发明的内容。

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