專(zhuān)利名稱(chēng)：一種飛機(jī)重力加油口蓋布置方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明屬于航空領(lǐng)域，涉及一種飛機(jī)重力加油口蓋布置方法。
背景技術(shù)：
目前重力加油口的布置通常用數(shù)值計(jì)算的方法得出油箱的油量隨高度變化的關(guān)系，然后從油箱的最高點(diǎn)向下切除一定的膨脹空間來(lái)得到該油面高度與油箱外形的交線(xiàn)，重力加油口需布在該交線(xiàn)以下。在傳統(tǒng)的布置方法中，計(jì)算量大且未考慮通氣口并不在油箱最高點(diǎn)的情況，因而存在燃油膨脹通過(guò)通氣管泄漏的情況。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的提供一種布局合理、簡(jiǎn)單方便飛機(jī)重力加油口蓋布置方法。本發(fā)明的技術(shù)方案一種飛機(jī)重力加油口蓋布置方法，其包括如下步驟步驟I :確定油箱主通氣口位置和飛機(jī)停機(jī)姿態(tài)角范圍，得到包括俯仰角和滾轉(zhuǎn)角；步驟2 :建立油箱三維模型，以主通氣口作為確定重力加油口位置的基準(zhǔn)；步驟3 :在飛機(jī)停機(jī)姿態(tài)角范圍內(nèi)選取一系列的俯仰角和滾轉(zhuǎn)角并隨機(jī)組合；步驟4 :在每一種組合姿態(tài)下，自主通氣口向下切割I(lǐng). 5-2. 5%的膨脹空間，得出該姿態(tài)下的重力加油口布置區(qū)域；步驟5 :確定出所有姿態(tài)角所確定的重力加油口布置的集合區(qū)域；步驟6 :考慮油箱的滿(mǎn)油量要求，確定出滿(mǎn)足滿(mǎn)油量要求的重力加油口的布置區(qū)域；步驟I :找出步驟5和步驟6所確定的交集；步驟8 :如果步驟7的交集為空集，則縮小姿態(tài)角的范圍，重復(fù)步驟5、6、7，迭代進(jìn)行，直至步驟7的結(jié)果不為空集。步驟9 :在步驟8確定的重力加油口布置區(qū)域內(nèi)考慮重力加油口蓋的可安裝性與維護(hù)性；步驟10 :確定重力加油口的位置。步驟4中，在每一種組合姿態(tài)下，自主通氣口向下切割2%的膨脹空間。本發(fā)明的優(yōu)點(diǎn)和有益效果該發(fā)明通過(guò)選取油箱的主通氣口作為計(jì)算的基準(zhǔn)，綜合考慮飛機(jī)的姿態(tài)角和重力加油口蓋在結(jié)構(gòu)上的可安裝性及維護(hù)性，確定飛機(jī)重力加油口的位置。其給出的重力加油口位置布局合理，方法簡(jiǎn)單、使用方便，適用于任意機(jī)翼油箱，通用性強(qiáng)，具有推廣應(yīng)用價(jià)值。


圖I是飛機(jī)重力加油口布置流程圖；圖2是確定重力加油口蓋安裝區(qū)域示意圖；其中，I-姿態(tài)A確定的重力加油口布置邊界線(xiàn)，2-姿態(tài)B確定的重力加油口布置邊界線(xiàn)，3-滿(mǎn)油量邊界線(xiàn)，4-重力加油口合理布置區(qū)域，5-重力加油口位置。
具體實(shí)施例方式本發(fā)明基于CATIA軟件建立油箱三維模型，在確定油箱主通氣口后，自主通氣口開(kāi)始向下保證2%的膨脹空間需求。在飛機(jī)的每種可能的組合停機(jī)角姿態(tài)條件下通過(guò)切割油箱得出該組合姿態(tài)下的重力加油口布置區(qū)域，最后考慮所有組合姿態(tài)下的重力加油口合理布置區(qū)域及油箱滿(mǎn)油量要求和重力加油口蓋的可安裝性與維護(hù)性得出重力加油口的位置。請(qǐng)參閱圖1，本發(fā)明飛機(jī)重力加油口布置方法包括以下步驟步驟I :確定油箱主通氣口位置和飛機(jī)停機(jī)姿態(tài)角范圍(包括俯仰角和滾轉(zhuǎn)角)；步驟2 :基于CATIA軟件建立油箱三維模型，以主通氣口作為確定重力加油口位置的基準(zhǔn)；步驟3 :在飛機(jī)停機(jī)姿態(tài)角范圍內(nèi)選取一系列的俯仰角和滾轉(zhuǎn)角并隨機(jī)組合；步驟4 :在每一種組合姿態(tài)下，自主通氣口向下切割I(lǐng). 5-2. 5%的膨脹空間(優(yōu)選2%)，得出該姿態(tài)下的重力加油口布置區(qū)域；步驟5 :確定出所有姿態(tài)角所確定的重力加油口布置的集合區(qū)域；步驟6 :考慮油箱的滿(mǎn)油量要求，確定出滿(mǎn)足滿(mǎn)油量要求的重力加油口的布置區(qū)域； 步驟7 :找出步驟5和步驟6所確定的交集；步驟8 :如果步驟7的交集為空集，則縮小姿態(tài)角的范圍，重復(fù)步驟5、6、7，迭代進(jìn)行，直至步驟7的結(jié)果不為空集。步驟9 :在步驟8確定的重力加油口布置區(qū)域內(nèi)考慮重力加油口蓋的可安裝性與維護(hù)性；步驟10 :確定重力加油口的位置。實(shí)施例對(duì)飛機(jī)機(jī)翼油箱重力加油口進(jìn)行布置，具體步驟如下步驟I :確定油箱主通氣口位置(P點(diǎn))和飛機(jī)停機(jī)姿態(tài)角范圍(俯仰角2°
3.5° ;滾轉(zhuǎn)角-0. 5° 0. 5° )；步驟2 :基于CATIA軟件建立油箱三維模型，以主通氣口作為確定重力加油口位置的基準(zhǔn)；步驟3 :在飛機(jī)停機(jī)姿態(tài)角范圍內(nèi)選取一系列的俯仰角和滾轉(zhuǎn)角并隨機(jī)組合；俯仰角2°、2.3。、2.6。、2.9。、3. 2。、3. 5。滾轉(zhuǎn)角-0.5。、0。、0.5。共構(gòu)成18種組合；步驟4 :在每一種組合姿態(tài)下，根據(jù)該姿態(tài)以自主通氣口為基準(zhǔn)向下切割2%的膨脹空間，得出該姿態(tài)下的重力加油口布置區(qū)域；
步驟5 :確定出所有姿態(tài)角所確定的重力加油口布置的集合區(qū)域，即所有姿態(tài)下的重力加油口布置區(qū)域交集，圖2中示出兩種組合姿態(tài)的布置區(qū)域(曲線(xiàn)I和曲線(xiàn)2以下)；步驟6 :考慮油箱的滿(mǎn)油量要求，再利用油量確定出滿(mǎn)足滿(mǎn)油量要求的重力加油口的布置區(qū)域(圖2中曲線(xiàn)3以上)；步驟7 :找出步驟5和步驟6所確定的交集(圖2中曲線(xiàn)2以下)；步驟8 :如果步驟7的交集為空集，則縮小姿態(tài)角的范圍，重復(fù)步驟5、6、7，迭代進(jìn)行，直至步驟7的結(jié)果不為空集(圖2中區(qū)域4)。步驟9 :在步驟8確定的重力加油口布置區(qū)域內(nèi)考慮重力加油口蓋的可安裝性與維護(hù)性(考慮長(zhǎng)桁和肋板的位置以及重力加油口的安裝區(qū)域中不能與其它優(yōu)先級(jí)更高的設(shè)備向干涉，另外重力加油口布置時(shí)不能太靠近飛機(jī)的邊緣以防人工操作時(shí)的潛在危險(xiǎn))； 步驟10 :確定重力加油口的位置(圖2中位置5)。
權(quán)利要求
1.一種飛機(jī)重力加油口蓋布置方法，其特征在于，包括如下步驟 步驟I:確定油箱主通氣口位置和飛機(jī)停機(jī)姿態(tài)角范圍，得到俯仰角和滾轉(zhuǎn)角； 步驟2 :建立油箱三維模型，并以主通氣口作為確定重力加油口位置的基準(zhǔn)； 步驟3 :在飛機(jī)停機(jī)姿態(tài)角范圍內(nèi)選取一系列的俯仰角和滾轉(zhuǎn)角并隨機(jī)組合； 步驟4 :在每一種組合姿態(tài)下，自主通氣口向下切割I(lǐng). 5-2. 5%的膨脹空間，得出該姿態(tài)下的重力加油口布置區(qū)域； 步驟5 :確定出所有姿態(tài)角所確定的重力加油口布置的集合區(qū)域； 步驟6 :考慮油箱的滿(mǎn)油量要求，確定出滿(mǎn)足滿(mǎn)油量要求的重力加油口的布置區(qū)域； 步驟7 :找出步驟5和步驟6所確定的交集； 步驟8:如果步驟7的交集為空集，則縮小姿態(tài)角的范圍，重復(fù)步驟5、6、7，迭代進(jìn)行，直至步驟7的結(jié)果不為空集； 步驟9 :在步驟8確定的重力加油口布置區(qū)域內(nèi)考慮重力加油口蓋的可安裝性與維護(hù)性； 步驟10 :確定重力加油口的位置。
2.根據(jù)權(quán)利要求I所述的飛機(jī)重力加油口蓋布置方法，其特征在于，步驟4中，在每一種組合姿態(tài)下，自主通氣口向下切割2%的膨脹空間。
全文摘要
本發(fā)明屬于航空領(lǐng)域，涉及一種飛機(jī)重力加油口蓋布置方法。該布局方法基于CATIA軟件建立油箱三維模型，在確定油箱主通氣口后，自主通氣口開(kāi)始向下保證2%的膨脹空間需求。在飛機(jī)的每種可能的組合停機(jī)角姿態(tài)條件下通過(guò)切割油箱得出該組合姿態(tài)下的重力加油口布置區(qū)域，最后考慮所有組合姿態(tài)下的重力加油口合理布置區(qū)域及油箱滿(mǎn)油量要求和重力加油口蓋的可安裝性與維護(hù)性得出重力加油口的位置。本發(fā)明給出的重力加油口位置布局合理，方法簡(jiǎn)單、使用方便，適用于任意機(jī)翼油箱，通用性強(qiáng)，具有推廣應(yīng)用價(jià)值。
文檔編號(hào)B64D37/06GK102700717SQ201210188948
公開(kāi)日2012年10月3日 申請(qǐng)日期2012年6月8日 優(yōu)先權(quán)日2012年6月8日
發(fā)明者劉斌, 林厚焰, 熊桂碧 申請(qǐng)人: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