一种高超音速飞行器用燃料贮箱及其控制方法与流程

1.本技术涉及动力系统增压输送技术领域，尤其涉及一种高超音速飞行器用燃料贮箱及其控制方法。


背景技术：

2.飞行器贮箱是飞行器飞行必不可少的燃料贮存和供给装置，现有的燃料贮箱多是在贮箱外壳的内部设置用于贮存液体燃料的不耐压软油袋，并在贮箱外壳的外部设置抽油泵，抽油泵的抽油端通过抽油管与软油袋内部空间相连通，当飞行器飞行需要燃料供给时，控制抽油泵工作将软油袋内的油逐渐抽出实现燃料供给。上述燃料贮箱多适用于无人机燃料供给系统中，而在高超音速飞行器中应用时，由于为高压飞行，飞行过程中燃料贮箱会出现晃动，即软油袋也会随之晃动，这会导致出油的过程中容易混有气泡，即无法保证出油口一直有油，无法实现连续供油，即存在供油不稳定的问题，为解决这一问题，现有技术中采用的方法多为在出油口处增设蓄压器，而增设蓄压器又会带来成本的增加。


技术实现要素：

3.本技术的目的是针对以上问题，提供一种高超音速飞行器用燃料贮箱及其控制方法。
4.第一方面，本技术提供一种高超音速飞行器用燃料贮箱，包括：壳体，所述壳体内部具有第一容纳腔；所述壳体上开设有与所述第一容纳腔连通的进气口；所述壳体上还开设有第一油口；弹性囊体，所述弹性囊体安装在所述第一容纳腔内；所述弹性囊体内部具有用于容纳液体燃料的第二容纳腔；所述弹性囊体上开设有与所述第二容纳腔连通的第二油口；所述第二油口与所述第一油口密封对接并形成输油通道；所述进气口用于通入气体，以增大所述第一容纳腔内的压力，使所述弹性囊体受压变形以挤压所述第二容纳腔内的液体燃料，从而使液体燃料从所述输油通道输出。
5.根据本技术某些实施例提供的技术方案，所述弹性囊体具有第一状态和第二状态；当所述弹性囊体处于所述第一状态时，所述弹性囊体的外侧壁与所述壳体的内侧壁紧密贴合；当所述弹性囊体处于所述第二状态时，所述弹性囊体的外侧壁与所述壳体的内侧壁不完全贴合。
6.根据本技术某些实施例提供的技术方案，所述壳体上还开设有与所述第一容纳腔连通的抽真空口；所述抽真空口用于抽取所述第一容纳腔内的气体，使所述弹性囊体由所述第二状态切换至所述第一状态。
7.根据本技术某些实施例提供的技术方案，所述壳体上还设有第一排气口；所述弹性囊体上还开设有与所述第二容纳腔连通的第二排气口；所述第一排气口和所述第二排气口密封对接并形成排气通道。
8.根据本技术某些实施例提供的技术方案，所述排气通道和所述输油通道关于所述
壳体的中心轴线对称设置。
9.根据本技术某些实施例提供的技术方案，所述壳体包括一端开口的本体件和连接在所述本体件开口端的封盖；所述本体件的开口处外边缘设有一圈第一连接部；所述封盖的外边缘设有一圈第二连接部；所述第一连接部和所述第二连接部可拆卸连接。
10.根据本技术某些实施例提供的技术方案，所述第一连接部靠近所述第二连接部的一侧开设有环形凹槽；所述第二连接部靠近所述第一连接部的一侧设有环形凸起；所述环形凸起嵌设在所述环形凹槽内；所述环形凹槽内还设有密封垫。
11.根据本技术某些实施例提供的技术方案，所述弹性囊体与所述封盖通过硫化的方式相粘合。
12.根据本技术某些实施例提供的技术方案，所述本体件远离所述封盖的一端呈弧形结构。
13.根据本技术某些实施例提供的技术方案，所述进气口开设在所述本体件远离所述封盖的一端；所述第一油口和所述第一排气口分别开设在所述封盖上。
14.第二方面，本技术提供一种高超音速飞行器用燃料贮箱的控制方法，所述方法包括如下步骤：关闭所述输油通道，打开所述进气口，向所述第一容纳腔内通入增压气体；当所述第一容纳腔内的压力与所述第二容纳腔内的压力相等时，打开所述输油通道为飞行器供给液体燃料；当燃料供给完成时，依次关闭所述输油通道和所述进气口。
15.与现有技术相比，本技术的有益效果：本技术提供的高超音速飞行器用燃料贮箱，当需要为飞行器供给液体燃料时，通过进气口向第一容纳腔内通入增压气体，随着气体的通入，第一容纳腔内的压力逐渐增大，压力作用在弹性囊体上会使得弹性囊体受压发生变形，受压变形的弹性囊体会挤压贮存在第二容纳腔内的液体燃料，使得液体燃料连续不断地从第一油口和第二油口形成的输油通道输出，实现对飞行器的液体燃料供给；本技术采用挤压式的供给方式为飞行器供给液体燃料，在供给的过程中，即使燃料贮箱跟随飞行器出现晃动，也不会导致出油的过程中混有气泡，输油通道可以连续稳定地为飞行器供给液体燃料，并且无需在输油通道上额外增设蓄压器。
附图说明
16.图1为本技术实施例1提供的高超音速飞行器用燃料贮箱的结构示意图；图2为本技术实施例1提供的高超音速飞行器用燃料贮箱的爆炸结构示意图；图3为本技术实施例1提供的高超音速飞行器用燃料贮箱的内部结构示意图（弹性囊体处于第一状态）；图4为本技术实施例1提供的高超音速飞行器用燃料贮箱的内部结构示意图（弹性囊体处于第二状态）；图5为本技术实施例1提供的高超音速飞行器用燃料贮箱的本体件的结构示意图；图6为本技术实施例1提供的高超音速飞行器用燃料贮箱的封盖的结构示意图。
17.图中所述文字标注表示为：1、壳体；101、第一容纳腔；102、进气口；103、第一油口；104、抽真空口；105、第一排气口；106、本体件；107、封盖；108、第一连接部；109、第二连接部；110、环形凹槽；111、环形凸起；112、密封垫；
2、弹性囊体；201、第二容纳腔；202、第二油口；203、第二排气口。
具体实施方式
18.为了使本领域技术人员更好地理解本技术的技术方案，下面结合附图对本技术进行详细描述，本部分的描述仅是示范性和解释性，不应对本技术的保护范围有任何的限制作用。
19.应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步定义和解释。
20.实施例1请参考图1至图4，本实施例提供一种高超音速飞行器用燃料贮箱，包括：壳体1，所述壳体1内部具有第一容纳腔101；所述壳体1上开设有与所述第一容纳腔101连通的进气口102；所述壳体1上还开设有第一油口103；弹性囊体2，所述弹性囊体2安装在所述第一容纳腔101内；所述弹性囊体2内部具有用于容纳液体燃料的第二容纳腔201；所述弹性囊体2上开设有与所述第二容纳腔201连通的第二油口202；所述第二油口202与所述第一油口103密封对接并形成输油通道；所述进气口102用于通入气体，以增大所述第一容纳腔101内的压力，使所述弹性囊体2受压变形以挤压所述第二容纳腔201内的液体燃料，从而使液体燃料从所述输油通道输出。
21.具体地，所述壳体1近似为圆柱体结构，其内部的第一容纳腔101也为圆柱体结构，所述进气口102开设在所述壳体1的侧壁上，其与第一容纳腔101相连通，所述进气口102用于与充气装置的充气端相连，所述充气装置例如可以为充气泵，充气泵用于向所述第一容纳腔101内通入增压气体；所述壳体1上还开设有第一油口103；在本实施例中，所述第一油口103既可以用作进油口又可以用作出油口，其通过三通连接至不同的管路，与所述第一油口103连通的管路包括燃料加注管路和燃料供给管路，各管路分别对应各自的控制阀，燃料加注管路远离第一油口103的一端与燃料加注设备相连，燃料供给管路远离第一油口103的一端与飞行器的燃料接收设备相连。其中，燃料加注设备和燃料接收设备均为现有技术，此处对其结构不再赘述。
22.所述弹性囊体2设置在所述第一容纳腔101内，其具有耐高压的特点，即在高压挤压作用下不会发生破损，所述弹性囊体2包含由内到外依次粘结的外层、中间层和内层，外层采用氢化丁腈材料制成、中间层采用加强尼龙布制成、内层也采用氢化丁腈材料制成，三层材料通过粘接剂粘接在一起形成所述弹性囊体2；所述弹性囊体2具有第二容纳腔201，第二容纳腔201用于容纳液体燃料，所述弹性囊体2上与第一油口103相对应的位置设有第二油口202，所述第二油口202与所述第一油口103密封对接并形成输油通道，密封对接的目的是防止液体燃料泄漏至第一容纳腔101内。
23.当需要为飞行器供给液体燃料时，通过进气口102向第一容纳腔101内通入增压气体，随着气体的通入，第一容纳腔101内的压力逐渐增大，压力作用在弹性囊体2上会使得弹性囊体2受压发生变形，受压变形的弹性囊体2会挤压贮存在第二容纳腔201内的液体燃料，使得液体燃料连续不断地从第一油口103和第二油口202形成的输油通道输出，实现对飞行器的液体燃料供给。
24.本实施例提供的高超音速飞行器用燃料贮箱，采用挤压式的供给方式为飞行器供给液体燃料，所述弹性囊体将液体燃料与增压气体隔离开来，在供给的过程中无压力损失，即使燃料贮箱跟随飞行器出现晃动，也不会导致出油的过程中混有气泡，输油通道可以连续稳定地为飞行器供给液体燃料；本技术与现有技术中的燃料贮箱的燃料供给的原理不同，本技术为挤压式供给，而现有技术为外部抽取式供给，本技术的燃料贮箱可连续稳定地供给液体燃料，并且无需在输油通道上额外增设蓄压器。
25.进一步地，所述弹性囊体2具有第一状态和第二状态；当所述弹性囊体2处于所述第一状态时，所述弹性囊体2的外侧壁与所述壳体1的内侧壁紧密贴合；当所述弹性囊体2处于所述第二状态时，所述弹性囊体2的外侧壁与所述壳体1的内侧壁不完全贴合。
26.具体地，图3中的所述弹性囊体2处于第一状态，在第一状态时，弹性囊体2的外侧壁与壳体1的内侧壁紧密贴合，即所述弹性囊体2处于充盈状态，其将所述第一容纳腔101填充满了；图4中的所述弹性囊体2处于第二状态，在第二状态时，弹性囊体2的外侧壁与壳体1的内侧壁之间不完全贴合，即所述第一容纳腔101未被所述弹性囊体2填充满，所述弹性囊体2的外侧壁与所述壳体1的内侧壁之间至少部分存在间隙，间隙内填充有气体。
27.通过将弹性囊体2设计为具有第一状态和第二状态，并且处于第一状态时其能够与壳体1的内侧壁紧密贴合，有利于使弹性囊体2最大限度地容纳液体燃料，与现有技术中采用软油袋来容纳液体燃料相比，相同体积的壳体内，本技术可贮存更大体积的液体燃料。
28.进一步地，所述壳体1上还开设有与所述第一容纳腔101连通的抽真空口104；所述抽真空口104用于抽取所述第一容纳腔101内的气体，使所述弹性囊体2由所述第二状态切换至所述第一状态。
29.具体地，所述抽真空口104用于与抽真空设备相连，所述抽真空设备例如可以为真空泵，在向贮箱内加注液体燃料时，控制燃料加注设备通过输油通道向第二容纳腔201内加注液体燃料的同时，控制真空泵将第一容纳腔101内的气体逐渐抽出，第一容纳腔101内的气压小于第二容纳腔201内的压力，使得弹性囊体2的体积逐渐增大，直至其外侧壁与壳体1的内侧壁完全紧密贴合，完成弹性囊体2从第二状态到第一状态的切换。
30.进一步地，所述壳体1上还设有第一排气口105；所述弹性囊体2上还开设有与所述第二容纳腔201连通的第二排气口203；所述第一排气口105和所述第二排气口203密封对接并形成排气通道。
31.具体地，所述第一排气口105和所述第二排气口203的位置对应设置，并且二者密封对接形成了排气通道，密封对接的目的是防止液体燃料泄漏至第一容纳腔101内。在液体燃料加注的过程中，将排气通道打开，用于将第二容纳腔201内的气体排出，使得第二容纳腔201内充满液体燃料。
32.优选地，所述排气通道和所述输油通道关于所述壳体1的中心轴线对称设置，二者可以采用对称加工的方式进行加工，使得加工更为方便。
33.请进一步参考图5和图6，所述壳体1包括一端开口的本体件106和连接在所述本体件106开口端的封盖107；所述本体件106的开口处外边缘设有一圈第一连接部108；所述封盖107的外边缘设有一圈第二连接部109；所述第一连接部108和所述第二连接部109可拆卸连接。
34.具体地，所述壳体是由本体件106和封盖107这两部分组成的，所述本体件106为一
端开口的中空圆筒状结构，所述封盖107设置在所述本体件106的开口端，二者通过第一连接部108和第二连接部109可拆卸连接；第一连接部108与本体件106是一体成型的，其环绕本体件106的开口端设置；所述第一连接部108包括自本体件106开口向外延伸形成的一圈连接沿和均匀分布在连接沿外边缘的若干连接耳，各连接耳上开设有第一连接孔，在本实施例中，在连接沿的外边缘共设有六个连接耳；所述第二连接部109包括自封盖107四周边缘向外延伸形成的一圈连接沿和均匀分布在连接沿外边缘的若干连接耳，各连接耳上开设有第二连接孔，所述第二连接孔的数量及位置与所述第一连接孔的数量和位置一一对应，通过将螺栓穿过对应位置的第一连接孔和第二连接孔，即可实现第一连接部108与第二连接部109的可拆卸连接。
35.进一步地，所述第一连接部108靠近所述第二连接部109的一侧开设有环形凹槽110；所述第二连接部109靠近所述第一连接部108的一侧设有环形凸起111；所述环形凸起111嵌设在所述环形凹槽110内；所述环形凹槽110内还设有密封垫112。
36.具体地，所述环形凹槽110开设在所述第一连接部108的连接沿上，所述环形凸起111设置在所述第二连接部109的连接沿上，所述密封垫112位于所述环形凹槽110的槽底，所述环形凸起111嵌设在所述环形凹槽110内并将所述密封垫112压紧；通过采用上述技术方案，有利于保证壳体1的密封性，防止从本体件106与封盖107的连接处漏液或漏气。
37.优选地，所述弹性囊体2与所述封盖107通过硫化的方式相粘合；所述弹性囊体2的一部分外侧壁与所述封盖107固接，以固定弹性囊体2在第一容纳腔101内的位置，弹性囊体2与封盖107的固接方式为硫化固接，采用了非金属与金属的硫化粘接工艺，使得封盖107与弹性囊体2形成整体结构，二者的贴合面之间具有密封性，即本技术的技术方案有利于提高封盖107与弹性囊体2之间的连接密封性能。
38.优选地，所述本体件106远离所述封盖107的一端呈弧形结构；采用圆弧段的封口，与采用平面段相比，有利于增强壳体1的刚性。
39.进一步地，所述进气口102开设在所述本体件106远离所述封盖107的一端；所述第一油口103和所述第一排气口105分别开设在所述封盖107上。
40.具体地，所述进气口102设置在所述壳体1的中心轴线上，所述第一油口103和所述第一排气口105关于所述壳体1的中心轴线对称分布；所述抽真空口104位于所述壳体1的圆柱状侧壁上，并且相对靠近所述弧形结构一侧。
41.本实施例的高超音速飞行器用燃料贮箱相比与现有技术具有如下优点：（1）、采用弹性囊体实现了液体燃料与增压气体的隔离，弹性囊体不承受外力载荷；（2）、第二容纳腔内的液体燃料可在第一出油口位置完全充填，保证燃料供给的连续性与稳定性；（3）、第一容纳腔与第二容纳腔内的压力相同，减少了燃料供给过程中的压力损失；（4）、采用非金属与金属硫化粘结工艺，提高了封盖与弹性囊体之间的连接密封性能。
42.实施例2本实施例提供一种如实施例1所述的高超音速飞行器用燃料贮箱的控制方法，所
述方法包括如下步骤：关闭所述输油通道，打开所述进气口102，向所述第一容纳腔101内通入增压气体；当所述第一容纳腔101内的压力与所述第二容纳腔201内的压力相等时，打开所述输油通道为飞行器供给液体燃料；当燃料供给完成时，依次关闭所述输油通道和所述进气口102。
43.具体地，采用实施例1所述的高超音速飞行器用燃料贮箱进行燃料供给的过程为：将第一油口103与飞行器的燃料供给管路连接，将进气口102与增压气体管路连接，关闭燃料供给管路对应的控制阀，打开增压气体管路对应的控制阀，通过进气口102向第一容纳腔101内通入增压气体，在通气的过程中判断第一容纳腔101内的压力与第二容纳腔201内的压力大小，当判断二者相等时，打开燃料供给管路对应的控制阀开始为飞行器供给液体燃料；当燃料供给完成时，依次关闭燃料供给管路对应的控制阀和增压气体管路对应的控制阀，完成燃料供给。
44.本实施例还提供采用实施例1所述述的高超音速飞行器用燃料贮箱进行燃料加注的控制方法，燃料加注的过程为：封堵进气口102，抽真空口104与抽真空设备连接，第一油口103与燃料加注设备连接，打开抽真空设备，将第一容纳腔101内的气体排出，打开燃料加注设备，向第二容纳腔201内加入燃料介质，当第一排气口105处有燃料溢出时，停止加注；封堵第一排气口105，断开燃料加注设备，断开抽真空口104，燃料加注完成。
45.本文中应用了具体个例对本技术的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本技术的方法及其核心思想。以上所述仅是本技术的优选实施方式，应当指出，由于文字表达的有限性，而客观上存在无限的具体结构，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以作出若干改进、润饰或变化，也可以将上述技术特征以适当的方式进行组合；这些改进润饰、变化或组合，或未经改进将发明的构思和技术方案直接应用于其他场合的，均应视为本技术的保护范围。

技术特征：
1.一种高超音速飞行器用燃料贮箱，其特征在于，包括：壳体（1），所述壳体（1）内部具有第一容纳腔（101）；所述壳体（1）上开设有与所述第一容纳腔（101）连通的进气口（102）；所述壳体（1）上还开设有第一油口（103）；弹性囊体（2），所述弹性囊体（2）安装在所述第一容纳腔（101）内；所述弹性囊体（2）内部具有用于容纳液体燃料的第二容纳腔（201）；所述弹性囊体（2）上开设有与所述第二容纳腔（201）连通的第二油口（202）；所述第二油口（202）与所述第一油口（103）密封对接并形成输油通道；所述进气口（102）用于通入气体，以增大所述第一容纳腔（101）内的压力，使所述弹性囊体（2）受压变形以挤压所述第二容纳腔（201）内的液体燃料，从而使液体燃料从所述输油通道输出。2.根据权利要求1所述的高超音速飞行器用燃料贮箱，其特征在于，所述弹性囊体（2）具有第一状态和第二状态；当所述弹性囊体（2）处于所述第一状态时，所述弹性囊体（2）的外侧壁与所述壳体（1）的内侧壁紧密贴合；当所述弹性囊体（2）处于所述第二状态时，所述弹性囊体（2）的外侧壁与所述壳体（1）的内侧壁不完全贴合。3.根据权利要求2所述的高超音速飞行器用燃料贮箱，其特征在于，所述壳体（1）上还开设有与所述第一容纳腔（101）连通的抽真空口（104）；所述抽真空口（104）用于抽取所述第一容纳腔（101）内的气体，使所述弹性囊体（2）由所述第二状态切换至所述第一状态。4.根据权利要求1所述的高超音速飞行器用燃料贮箱，其特征在于，所述壳体（1）上还设有第一排气口（105）；所述弹性囊体（2）上还开设有与所述第二容纳腔（201）连通的第二排气口（203）；所述第一排气口（105）和所述第二排气口（203）密封对接并形成排气通道。5.根据权利要求4所述的高超音速飞行器用燃料贮箱，其特征在于，所述排气通道和所述输油通道关于所述壳体（1）的中心轴线对称设置。6.根据权利要求4所述的高超音速飞行器用燃料贮箱，其特征在于，所述壳体（1）包括一端开口的本体件（106）和连接在所述本体件（106）开口端的封盖（107）；所述本体件（106）的开口处外边缘设有一圈第一连接部（108）；所述封盖（107）的外边缘设有一圈第二连接部（109）；所述第一连接部108）和所述第二连接部（109）可拆卸连接。7.根据权利要求6所述的高超音速飞行器用燃料贮箱，其特征在于，所述第一连接部（108）靠近所述第二连接部（109）的一侧开设有环形凹槽（110）；所述第二连接部（109）靠近所述第一连接部（108）的一侧设有环形凸起（111）；所述环形凸起（111）嵌设在所述环形凹槽（110）内；所述环形凹槽（110）内还设有密封垫（112）。8.根据权利要求6所述的高超音速飞行器用燃料贮箱，其特征在于，所述弹性囊体（2）与所述封盖（107）通过硫化的方式相粘合。9.根据权利要求6所述的高超音速飞行器用燃料贮箱，其特征在于，所述本体件（106）远离所述封盖（107）的一端呈弧形结构。10.一种如权利要求1-9任一项所述的高超音速飞行器用燃料贮箱的控制方法，其特征在于，所述方法包括如下步骤：关闭所述输油通道，打开所述进气口（102），向所述第一容纳腔（101）内通入增压气体；当所述第一容纳腔（101）内的压力与所述第二容纳腔（201）内的压力相等时，打开所述输油通道为飞行器供给液体燃料；当燃料供给完成时，依次关闭所述输油通道和所述进气口（102）。

技术总结
本申请提供一种高超音速飞行器用燃料贮箱及其控制方法，所述高超音速飞行器用燃料贮箱包括：壳体，壳体内部具有第一容纳腔；壳体上开设有与第一容纳腔连通的进气口；壳体上还开设有第一油口；弹性囊体，弹性囊体安装在第一容纳腔内；弹性囊体内部具有用于容纳液体燃料的第二容纳腔；弹性囊体上开设有与第二容纳腔连通的第二油口；第二油口与第一油口密封对接并形成输油通道；进气口用于通入气体，以增大第一容纳腔内的压力，使弹性囊体受压变形以挤压第二容纳腔内的液体燃料，从而使液体燃料从输油通道输出。本申请采用挤压式的供给方式为飞行器供给燃料，且不采用蓄压器，输油通道可以连续稳定地为飞行器供给燃料。以连续稳定地为飞行器供给燃料。以连续稳定地为飞行器供给燃料。


技术研发人员：请求不公布姓名
受保护的技术使用者：陕西凌空科技有限公司
技术研发日：2023.03.08
技术公布日：2023/6/28