一种通用飞机燃油脉冲缓冲器的制作方法

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1.本实用新型涉及飞机燃油系统的技术领域，更具体地说涉及一种通用飞机燃油脉冲缓冲器。


背景技术：

2.传统的通用飞机在燃油系统中未配备有燃油脉冲缓冲器，油路中的燃油随油泵的工作压力不断变化，使燃油管路产生振动，增加发动机噪声，也会对下游设备产生影响。虽然目前汽车的燃油系统有使用燃油缓冲器，但一般车用燃油缓冲器通过弹簧和膜片来降低燃油脉冲，但由于壳体和膜片都为金属材质，在长时间工作过程中很可能有金属镀层或金属屑掉落，混在燃油里会污染油液，油液中的金属屑也会随着油液流动至下游设备及发动机内部，损伤设备及发动机，当汽车的发动机出现故障会停止运行，汽车会停在路面上，而飞机的发动机出现故障会引发飞机事故；所以需要一款安全可靠的飞机用燃油脉冲缓冲器。


技术实现要素：

3.本实用新型的目的就是针对现有技术之不足，而提供了一种通用飞机燃油脉冲缓冲器，其采用容腔结构的橡胶缓冲体对燃油系统的燃油进行缓冲，能消除燃油的振动，而且橡胶缓冲体不会像金属件一样产生金属屑，避免对发动机造成损伤。
4.一种通用飞机燃油脉冲缓冲器，包括飞机的燃油系统，燃油系统包括燃油管道，燃油管道上安装连接有脉冲缓冲器，脉冲缓冲器圆筒形的外壳和橡胶缓冲体，外壳的左端成型有左封盖，左封盖上成型有输出接口，橡胶缓冲体插设在外壳内，橡胶缓冲体的两端成型有封板，封板的中部成型有插管；所述外壳的右端固定连接有端盖，端盖上成型有输入接口，橡胶缓冲体两端的插管分别插设在外壳的输出接口内和端盖的输入接口内；
5.所述橡胶缓冲体两端的插管上分别插套有密封圈，密封圈夹持在输入接口与插管之间和输出接口与插管之间；所述外壳的左封盖和端盖上分别插接有密封环，密封环分别压靠在橡胶缓冲体两端的封板上。
6.优选的，所述外壳右端的外壁上成型有内螺纹连接套，端盖的左端面上成型有外螺纹连接套，外螺纹连接套螺接在内螺纹连接套内，外螺纹连接套内侧的端盖左端面和外壳左封盖的右端面上分别成型有密封槽，密封环插设在密封槽内。
7.优选的，所述外壳上输出接口右侧的内壁上成型贯穿左封盖的左插孔，输入接口左侧的内壁上成型贯穿端盖的右插孔，橡胶缓冲体两端的插管分别插设在左插孔和右插孔内；所述右插孔的左端和左插孔的右端均分布成型有倒角，密封圈分别压靠在右插孔和左插孔的倒角上。
8.优选的，所述端盖的右端面上成型有环形的沟槽，沟槽内成型若干挡片，挡片绕端盖的中心轴线呈环形均匀分布；所述输出接口右端的外壁上成型有矩形的限位凸环。
9.优选的，所述橡胶缓冲体右侧的封板上成型有向左凹陷的沉台，端盖上的密封环
压靠在沉台的底面上。
10.优选的，所述的橡胶缓冲体采用氟化橡胶，橡胶缓冲体两端的插管的管径相等。
11.优选的，所述外壳的中心轴线、橡胶缓冲体的中心轴线和端盖的中心轴线在同一直线上。
12.本实用新型的有益效果在于：
13.1、本燃油脉冲缓冲器采用容腔结构的橡胶缓冲体对燃油系统的燃油进行缓冲，能消除燃油的振动，压力脉动，保护下游设备，而且橡胶缓冲体不会像金属件一样产生金属屑，避免对发动机造成损伤。
14.2、本燃油脉冲缓冲器安装在高压油泵的前端，增加高压油泵的容积效率，降低脉冲对高压油泵的损伤。
15.3、本燃油脉冲缓冲器结构简单、体积小、重量轻，外壳体能有效保护内部的橡胶缓冲体，能有效延长使用寿命。
附图说明：
16.图1为本实用新型的爆炸结构示意图；
17.图2为本实用新型半剖的结构示意图。
18.图中：1、外壳；11、输出接口；12、左插孔；13、内螺纹连接套；2、橡胶缓冲体；21、插管；3、端盖；31、输入接口；32、外螺纹连接套；33、右插孔；34、沟槽；4、密封圈；9、密封环。
具体实施方式：
19.实施例：见图1、2所示，一种通用飞机燃油脉冲缓冲器，包括飞机的燃油系统，燃油系统包括燃油管道，燃油管道上安装连接有脉冲缓冲器，脉冲缓冲器圆筒形的外壳1和橡胶缓冲体2，外壳1的左端成型有左封盖，左封盖上成型有输出接口11，橡胶缓冲体2插设在外壳1内，橡胶缓冲体2的两端成型有封板，封板的中部成型有插管21；所述外壳1的右端固定连接有端盖3，端盖3上成型有输入接口31，橡胶缓冲体2两端的插管21分别插设在外壳1的输出接口11内和端盖3的输入接口31内；
20.所述橡胶缓冲体2两端的插管21上分别插套有密封圈4，密封圈4夹持在输入接口31与插管21之间和输出接口11与插管21之间；所述外壳1的左封盖和端盖3上分别插接有密封环5，密封环5分别压靠在橡胶缓冲体2两端的封板上。
21.所述外壳1右端的外壁上成型有内螺纹连接套13，端盖3的左端面上成型有外螺纹连接套32，外螺纹连接套32螺接在内螺纹连接套13内，外螺纹连接套32内侧的端盖3左端面和外壳1左封盖的右端面上分别成型有密封槽，密封环5插设在密封槽内。
22.所述外壳1上输出接口11右侧的内壁上成型贯穿左封盖的左插孔 12，输入接口31左侧的内壁上成型贯穿端盖3的右插孔 33，橡胶缓冲体2两端的插管21分别插设在左插孔12和右插孔33内；所述右插孔33的左端和左插孔12的右端均分布成型有倒角，密封圈4分别压靠在右插孔33和左插孔12的倒角上。
23.所述端盖3的右端面上成型有环形的沟槽34，沟槽34内成型若干挡片，挡片绕端盖3的中心轴线呈环形均匀分布；所述输出接口11右端的外壁上成型有矩形的限位凸环。
24.所述橡胶缓冲体2右侧的封板上成型有向左凹陷的沉台22，端盖3上的密封环5压
靠在沉台22的底面上。
25.所述的橡胶缓冲体2采用氟化橡胶，橡胶缓冲体2两端的插管21的管径相等。
26.所述外壳1的中心轴线、橡胶缓冲体2的中心轴线和端盖3的中心轴线在同一直线上。
27.工作原理：本实用新型为通用飞机燃油脉冲缓冲器，其飞机燃油脉冲缓冲器的主体为橡胶缓冲体2，橡胶缓冲体2连接在燃油管路上，橡胶缓冲体2内设有圆柱形的容腔，基于其容腔来对进行缓冲；
28.因为橡胶缓冲体2采用氟化橡胶，其强度相比金属结构小，所以在橡胶缓冲体2的外侧安装外壳1和端盖3组成的加固壳体，来增强其脉冲缓冲器的强度。
29.所述实施例用以例示性说明本实用新型，而非用于限制本实用新型。任何本领域技术人员均可在不违背本实用新型的精神及范畴下，对所述实施例进行修改，因此本实用新型的权利保护范围，应如本实用新型的权利要求所列。


技术特征：
1.一种通用飞机燃油脉冲缓冲器，包括飞机的燃油系统，燃油系统包括燃油管道，燃油管道上安装连接有脉冲缓冲器，脉冲缓冲器圆筒形的外壳(1)和橡胶缓冲体(2)，其特征在于：外壳(1)的左端成型有左封盖，左封盖上成型有输出接口(11)，橡胶缓冲体(2)插设在外壳(1)内，橡胶缓冲体(2)的两端成型有封板，封板的中部成型有插管(21)；所述外壳(1)的右端固定连接有端盖(3)，端盖(3)上成型有输入接口(31)，橡胶缓冲体(2)两端的插管(21)分别插设在外壳(1)的输出接口(11)内和端盖(3)的输入接口(31)内；所述橡胶缓冲体(2)两端的插管(21)上分别插套有密封圈(4)，密封圈(4)夹持在输入接口(31)与插管(21)之间和输出接口(11)与插管(21)之间；所述外壳(1)的左封盖和端盖(3)上分别插接有密封环(5)，密封环(5)分别压靠在橡胶缓冲体(2)两端的封板上。2.根据权利要求1所述的一种通用飞机燃油脉冲缓冲器，其特征在于：所述外壳(1)右端的外壁上成型有内螺纹连接套(13)，端盖(3)的左端面上成型有外螺纹连接套(32)，外螺纹连接套(32)螺接在内螺纹连接套(13)内，外螺纹连接套(32)内侧的端盖(3)左端面和外壳(1)左封盖的右端面上分别成型有密封槽，密封环(5)插设在密封槽内。3.根据权利要求2所述的一种通用飞机燃油脉冲缓冲器，其特征在于：所述外壳(1)上输出接口(11)右侧的内壁上成型贯穿左封盖的左插孔(12)，输入接口(31)左侧的内壁上成型贯穿端盖(3)的右插孔(33)，橡胶缓冲体(2)两端的插管(21)分别插设在左插孔(12)和右插孔(33)内；所述右插孔(33)的左端和左插孔(12)的右端均分布成型有倒角，密封圈(4)分别压靠在右插孔(33)和左插孔(12)的倒角上。4.根据权利要求3所述的一种通用飞机燃油脉冲缓冲器，其特征在于：所述端盖(3)的右端面上成型有环形的沟槽(34)，沟槽(34)内成型若干挡片，挡片绕端盖(3)的中心轴线呈环形均匀分布；所述输出接口(11)右端的外壁上成型有矩形的限位凸环。5.根据权利要求4所述的一种通用飞机燃油脉冲缓冲器，其特征在于：所述橡胶缓冲体(2)右侧的封板上成型有向左凹陷的沉台(22)，端盖(3)上的密封环(5)压靠在沉台(22)的底面上。6.根据权利要求1所述的一种通用飞机燃油脉冲缓冲器，其特征在于：所述的橡胶缓冲体(2)采用氟化橡胶，橡胶缓冲体(2)两端的插管(21)的管径相等。7.根据权利要求1所述的一种通用飞机燃油脉冲缓冲器，其特征在于：所述外壳(1)的中心轴线、橡胶缓冲体(2)的中心轴线和端盖(3)的中心轴线在同一直线上。

技术总结
本实用新型涉及一种通用飞机燃油脉冲缓冲器，包括飞机的燃油系统，燃油系统包括燃油管道，燃油管道上安装连接有脉冲缓冲器，脉冲缓冲器圆筒形的外壳和橡胶缓冲体，外壳的左端成型有左封盖，左封盖上成型有输出接口，橡胶缓冲体插设在外壳内，橡胶缓冲体的两端成型有封板，封板的中部成型有插管；所述外壳的右端固定连接有端盖，端盖上成型有输入接口，橡胶缓冲体两端的插管分别插设在外壳的输出接口内和端盖的输入接口内。本燃油脉冲缓冲器采用容腔结构的橡胶缓冲体对燃油系统的燃油进行缓冲，能消除燃油的振动，压力脉动，保护下游设备，而且橡胶缓冲体不会像金属件一样产生金属屑，避免对发动机造成损伤。避免对发动机造成损伤。避免对发动机造成损伤。


技术研发人员：刘曦微 吕元 陈滨
受保护的技术使用者：浙江万丰飞机制造有限公司
技术研发日：2023.03.24
技术公布日：2023/6/27