具体实施方式

下面将更详细地描述本发明的优选实施方式。虽然以下描述了本发明的优选实施方式，然而应该理解，可以以各种形式实现本发明而不应被这里阐述的实施方式所限制。相反，提供这些实施方式是为了使本发明更加透彻和完整，并且能够将本发明的范围完整地传达给本领域的技术人员。

在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。

在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

为解决现有技术存在的问题，本发明提供了一种飞机燃油增压系统，如图1所示，包括燃油箱1、涡轮增压器3、单向阀5和减压阀6；其中，

燃油箱1设有通气入口；

涡轮增压器3的气体出口与通气入口通过管路连通，用于向燃油箱1内提供增压气体；

单向阀5设于管路上，用于使增压气体从气体出口流向通气入口；

减压阀6设于单向阀5和通气入口之间。涡轮增压器3属于飞机的发动机的组成部件，其与发动机主体连接，用于输出增压气体。本发明涉及的飞机燃油增压系统，燃油箱1与涡轮增压器3构成封闭的系统，利用涡轮增压器3的气体对燃油箱1内进行增压，能够提高绝对压力，增压燃油饱和蒸汽压和燃油箱压力差值，有利于发动机稳定运行。

航空使用的活塞发动机一般都配备有涡轮增压器3，本发明的增压系统，在涡轮增压器3后面进行引气，为燃油箱1进行增压，燃油箱1连接燃油增压系统，构成一套封闭油箱环境。

引自涡轮增压器3的气体，进入单向阀5，单向阀5的作用是只允许气体从涡轮增压器3流向燃油箱1，以免意外情况下，气体倒流；

气体自单向阀5流出之后，进入减压阀6，由于在不同的工况下，涡轮增压器3增压后的气体压力变化较大，并且在大工况下，增压后的气体压力远远大于燃油增压所需要的压力，因此，需要减压阀6对涡轮增压器3增压后的气体进行减压，以保持在涡轮增压较大的增压范围内，增压系统可以为燃油提供一个恒定的增压压力。

本发明涉及的燃油增压系统还包括处理器和压力传感器10和过滤器4，压力传感器10用于监测燃油箱1内的压力，压力传感器10与处理器通信连接。压力传感器10能够实时监测增压压力，有利于对整个增压系统的控制；

过滤器4设于气体出口和单向阀5之间，用于对涡轮增压器3排出的气体进行过滤，避免杂质损坏各个阀门。

引自涡轮增压器3的气体首先经过过滤器4，过滤器4的作用是对涡轮增压器3输出的气体进行过滤，以保护增压系统中的各阀门，该过滤器4可以为常见的气体过滤器，能够过滤气体中的灰尘等杂质；气体从过滤器4出来后，再进行单向阀5，进入管路中。

本发明的燃油增压系统还包括防真空阀7，防真空阀7设于管路上且位于减压阀6和通气入口之间或连接于燃油箱1，且与外部连通；

当管路的压力低于第一预设值时，防真空阀7自动开启，以通入外部空气，防止燃油箱1负压过高产生危害。

防真空阀7的作用是防止燃油箱1相对于当时空中环境出现较大负压，第一预设值为防真空阀7的开启阈值，为阀门设计状态确定的数值，这里为某一负压值，可以为-1--10kPa，第一预设值可以为出厂设定值，也可以调节到某一预设值，当管路的压力小于第一预设值时，防真空阀7自动开启，防真空阀7为现有产品，其结构和原理不再赘述。

燃油箱1内负压产生的一般情况包括：飞机急速下降，燃油箱1内压力逐步上升，外界压力迅速上升，由于外界压力上升过快，导致燃油箱1产生负压；系统损坏，无法为燃油提供增压，飞机在正常燃油消耗下或者下降时，导致燃油箱1产生负压；

当某情况下燃油箱1内的压力低于外界压力一定值时，而该情况持续加剧，压力传感器10监测管路的的压力变小而接近甚至低于第一预设值时，防真空阀7自动开启，使外接气体通入燃油箱1内，以补充燃油箱1内的压力，保持燃油箱1内的压力不会低于第一预设值。

本发明的燃油增压系统还包括安全阀8，安全阀8设于管路上且位于减压阀6和通气入口之间或连接于燃油箱1，且与外部连通；

当管路的压力高于第二预设值时，安全阀8自动开启，以向外部排出空气，防止燃油箱1压力过高产生危害。

安全阀8的作用是防止燃油箱1相对于当时空中环境出现较大的正压，第二预设值为安全阀8的开启阈值，是阀门设计时确定的值，这里为某一正压值，可以为10-30kPa，当管路的压力高于第二预设值时，安全阀8自动开启，安全阀8为现有产品，其结构和原理不再赘述；

燃油箱1内高压，即压力高于正常增压值产生的一般情况包括：飞机爬升过程中，燃油箱1内压力几乎不变，外界压力迅速降低，导致燃油箱1产生高压；

当某情况下压力传感器10监测的燃油箱1内的压力升高，且该压力逐渐接近甚至高于第二预设值时，安全阀8自动开启，向外界输出气体，以减小燃油箱1内的压力，从而保持燃油箱1的正压不会高于第二预设值。

需要说明的是，正常稳态增压情况下，燃油增压系统输出的增压压力小于第二预设值，此时安全阀8处于关闭状态。

本发明的燃油增压系统还包括手动泄压阀9，手动泄压阀9设于管路上且位于减压阀6和通气入口之间或连接于燃油箱1，且与外部连通，用于卸掉燃油箱1内的压力。

手动泄压阀9的作用是可以手动卸掉燃油箱1内的压力，这里的手动泄压阀9也可以通过处理器控制而自动开启，如设置电磁阀实现自动开启。当飞机着陆时，为了保持燃油箱1不带压放置，需要先把燃油箱1内的气体放出；或者加油时，需要先把燃油箱1内的气体放出后，才能开盖加油。通过手动泄压阀9可以满足使用需求。

本发明的燃油增压系统还包括恒温加热系统，恒温加热系统用于对单向阀5、减压阀6、防真空阀7和安全阀8的至少之一加热保温。恒温加热系统可以包括加热片，加热片用于对各阀门进行加热，也可以通过温度探测装置如传感器监测加热温度，恒温加热系统的目的是在空中有时出现极低温度情况时保持阀门不结冰，避免因为飞机飞行在极低温度，湿度较大的环境，而产生结冰，阀门无法开启的情况，保证增压系统安全运行，在使用时，可以根据实际情况进行选配，对燃油增压系统中的需要加热保温的阀门进行配置，而不一定所有的阀门都设置恒温加热系统，也可以所有阀门均不加热。

本发明的燃油增压系统还包括温度传感器2和燃油泵11，燃油泵11与燃油箱1的出油口连通，用于将燃油箱1内的燃油通过出油管路输送至发动机，温度传感器2用于监测出油管路中的燃油的温度。

本发明涉及的燃油增压系统，可以在原燃油系统基础上设置，燃油箱1经过燃油泵11进入发动机支路，燃油输出时配备温度传感器2，实时监测燃油温度，燃油箱1相对于现有技术中通入大气，而增设燃油增压系统，能够提高绝对压力，拉开燃油饱和蒸汽压和燃油箱压力差值，有利于发动机稳定运行。

本发明还提供一种飞机燃油增压系统的控制方法，包括：

步骤1、获取当前飞行处的环境压力P1；获取当前的燃油温度T，并根据燃油温度T和燃油特性获取饱和蒸气压P2和允许压力值P0，计算压力差△P＝P1-P2，允许压力值P0可以根据泵的特性获取；

步骤2、当△P小于P0时，调整发动机的油门开度转速n和海拔高度H中的至少一个参数，以调节涡轮增压器3输出的涡轮压力F的大小，使通过减压阀6对涡轮压力F减压后的增压压力P不小于P0，以使燃油增压系统可以正常运行，此处的增压压力P可以通过飞机仪表获取。

允许压力值P0根据需求预设，飞行环境压力P1通过飞机自身系统可以测量获得，燃油温度T可以通过温度传感器2测量获得，而燃油特性以及根据燃油特性可燃油温度获取饱和蒸气压的过程为现有技术，具体计算过程不再赘述；

当△P不小于P0时，燃油增压系统可以正常运行，其中，增压压力P在飞行过程中始终保持高于最低压力预设值。

发动机的排气口与涡轮增压器3的气体入口连通，发动机的排气量可以决定经过涡轮增压器3增压后的气体压力，发动机的油门开度转速n和海拔高度H是发动机的相关参数，通过该参数可以确定涡轮增压器3增压后的气体压力，即涡轮压力F，根据飞行工况的需求适当的调整油门开度或转速n，以调节发动机的排气量，从而调节涡轮增压器3增压后的气体压力，调节过程也属于本领域技术人员常规操作手段；

而增压压力P是经过减压阀6减压后的压力，减压阀6减压量的计算为现有技术，这里不再赘述，经过减压阀减压的增压压力P与涡轮压力F为一一对应的关系，因此，通过调节发动机的油门开度转速n和海拔高度H，可以调节增压压力P的大小。

如图2示出的飞机燃油增压系统的增压压力P、海拔高度H、以及油门开度的曲线关系示意图，图中，横坐标为海拔高度，纵坐标为增压压力，图中的s1、s2、s3分别为不同的油门开度下的增压压力P与海拔高度H的关系曲线，该关系曲线与发动机的特性有关，为本领域现有技术，具体不在赘述，本燃油增压系统自涡轮增压器3引入高压气体，因此只要保证飞行中，合理的配置油门开度转速n和海拔高度H的关系，就可以使得增压系统正常工作。如正常达到某海拔高度具有对应的最低压力预设值，可以通过调整油门开度使增压压力P不小于P0，增压压力P在飞行过程中始终保持高于最低压力预设值，以使燃油增压系统可以正常运行，使发动机稳定运行。

该方法是一种高速动态的调节方法，由于在增压系统设计中，有时会考虑限制最大增压气流，以保障在系统出现故障时，引气量不会太大，不会影响发动机正常工作，因此，对于无法完成高速动态调节的，预估调节，实时微小修正更加合适。通过该方法，可以获得增压系统稳定运行的条件，当不满足该条件时，调节相关参数使增压系统稳定运行，根据飞机飞行时的发动机的参数可以获取增压压力，根据工况调节相关参数可以使增压系统稳定运行。

该方法还包括：

确定飞机在巡航状态的转速，针对每个转速分别计算不同海拔高度H下的最小油门限值

当飞机处于巡航状态时，保持发动机的油门开度始终高于最小油门限值以使巡航状态时的增压压力P大于第三预设值，使飞机燃油增压系统正常运行以正常巡航。

当飞机在巡航状态时，预估起飞前燃油温度允许值T0，保证起飞前燃油温度T低于燃油温度允许值T0；

在飞行过程中，始终保持涡轮压力F高于最低设计值，燃油增压系统的涡轮压力F高于某一压力值时，燃油增压系统可以为油箱提供一个恒定的增压压力P，当低于这个值，增压压力P会降低，这个值即为最低设计值；

飞机在巡航时大多是恒转速运行，整个飞行工况只有几种转速，爬升阶段一般是大工况，因此几乎不需要调节，主要是巡航工况的控制，根据发动机的特性可以获得飞行各种转速n下、不同油门开度下、海拔高度H和增压压力P的关系，这个关系作为飞行航线巡航制定的一个参数限制，在该限制内飞行可以使飞机燃油增压系统正常运行；

以第三预设值为20kPa、涡轮压力F为30kPa、巡航工况n＝5000rpm为例，可以获得不同的海拔高度H下的最小油门限制如图2所示，在海拔高度H大约在3500m时，要保持涡轮增压器3增压后的压力，即涡轮压力F高于30kPa，就要维持油门高于97.4％。

该方法还包括：

确定飞机在下滑状态时的转速，针对每个转速分别计算不同海拔高度H下的最小油门限值

当飞机处于下滑状态时，保持发动机的油门开度始终高于最小油门限值以使下滑状态时的增压压力P大于第四预设值。

飞机为下滑状态时增压压力P可以没有巡航状态时高，以第四预设值为10kPa，涡轮压力F为15kPa，巡航工况n＝4500rpm为例，可以获得不同的海拔高度H下的最小油门限值这个关系作为飞行航线下滑制定的另一个参数限制，在该限制内飞行可以使飞机燃油增压系统正常运行。飞机爬升过程也是同样，爬升时一般为较大油门状态，极少遇到增压压力不足的情况。

以上已经描述了本发明的各实施例，上述说明是示例性的，并非穷尽性的，并且也不限于所披露的各实施例。在不偏离所说明的各实施例的范围和精神的情况下，对于本技术领域的普通技术人员来说许多修改和变更都是显而易见的。