用于飞机燃油系统的球体连接补偿装置.pdf

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1、(19)中华人民共和国国家知识产权局 (12)发明专利申请 (10)申请公布号 (43)申请公布日 (21)申请号 201911342515.9 (22)申请日 2019.12.23 (71)申请人 中国航空工业集团公司沈阳飞机设 计研究所 地址 110035 辽宁省沈阳市皇姑区塔湾街 40号 (72)发明人 常宏亮赵营丁磊庄泉徐蕤 (74)专利代理机构 北京航信高科知识产权代理 事务所(普通合伙) 11526 代理人 高原 (51)Int.Cl. F16L 27/06(2006.01) F02C 7/22(2006.01) (54)发明名称 一种用于飞机燃油系统的球体连接补偿装 置 (57)。

2、摘要 本申请提供了一种用于飞机燃油系统的球 体连接补偿装置， 所述补偿装置包括： 具有球体 部分的第一结构体； 具有安装口的第二结构体， 所述安装口用于安装所述球体部分； 设置于所述 球体部分与安装口之间间隙的第一密封圈及第 二密封圈， 其中， 第一密封圈与第二密封圈的截 面直径不同； 用于限制所述第一密封圈及第二密 封圈移动的限位环， 且所述限位环接触于所述球 体部分， 使所述第一结构体和第二结构体能够相 对转动， 所述限位环与所述第二结构体的位置相 对固定。 本申请的球体连接补偿装置能够使球体 结构可以全方位的转动， 使其在飞机全包线过程 中， 随着飞机的各种姿态角、 加力、 起飞和降落，。

3、 避免飞机受到振动和其他影响。 权利要求书1页 说明书3页 附图2页 CN 110985786 A 2020.04.10 CN 110985786 A 1.一种用于飞机燃油系统的球体连接补偿装置， 其特征在于， 所述补偿装置包括： 具有球体部分的第一结构体； 具有安装口的第二结构体， 所述安装口用于安装所述球体部分； 设置于所述球体部分与安装口之间间隙的第一密封圈及第二密封圈， 其中， 第一密封 圈与第二密封圈的截面直径不同； 用于限制所述第一密封圈及第二密封圈移动的限位环， 且所述限位环接触于所述球体 部分， 使所述第一结构体和第二结构体能够相对转动， 所述限位环与所述第二结构体的位 置相对。

4、固定。 2.如权利要求所述的用于飞机燃油系统的球体连接补偿装置， 其特征在于， 所述装置 还包括固定螺母， 所述固定螺母设置在限位环的外侧， 与所述第二结构体延伸的凸台结构 外螺纹连接以限制所述限位环的移动。 3.如权利要求所述的用于飞机燃油系统的球体连接补偿装置， 其特征在于， 所述第一 密封圈和第二密封圈沿第一结构体安装于第二结构体的方向直径依次减小。 4.如权利要求所述的用于飞机燃油系统的球体连接补偿装置， 其特征在于， 所述第一 密封圈和第二密封圈的材料不同。 5.如权利要求所述的用于飞机燃油系统的球体连接补偿装置， 其特征在于， 所述第一 密封圈和第二密封圈的材料相同。 6.如权利要。

5、求所述的用于飞机燃油系统的球体连接补偿装置， 其特征在于， 所述第一 密封圈和第二密封圈均为橡胶材质制成。 7.如权利要求所述的用于飞机燃油系统的球体连接补偿装置， 其特征在于， 所述限位 环与所述球体部分具有相适配的弧形表面。 权利要求书 1/1 页 2 CN 110985786 A 2 一种用于飞机燃油系统的球体连接补偿装置 技术领域 0001 本申请属于机械技术领域， 特别涉及一种用于飞机燃油系统的球体连接补偿装 置。 背景技术 0002 根据任务的需要与功能的需求， 在飞机结构中往往需要一种特殊形式的连接机 构， 以球体连接器为主体， 和出口壳体上的密封圈组合以进行燃油的输送。 但是传。

6、统的连接 器补偿机构形体规则， 无法转动， 在飞机使用的复杂条件下造成连接处的应力叠加， 造成破 损或疲劳断裂， 不能适用于全飞机包线。 0003 因此需要一种全新形式的连接机构， 以满足全包线的功能需要。 发明内容 0004 本申请的目的是提供了一种用于飞机燃油系统的球体连接补偿装置， 以解决或减 轻背景技术中的至少一个问题。 0005 本申请的技术方案是： 一种用于飞机燃油系统的球体连接补偿装置， 其中， 所述补 偿装置包括： 0006 具有球体部分的第一结构体； 0007 具有安装口的第二结构体， 所述安装口用于安装所述球体部分； 0008 设置于所述球体部分与安装口之间间隙的第一密封圈。

7、及第二密封圈， 其中， 第一 密封圈与第二密封圈的截面直径不同； 0009 用于限制所述第一密封圈及第二密封圈移动的限位环， 且所述限位环接触于所述 球体部分， 使所述第一结构体和第二结构体能够相对转动， 所述限位环与所述第二结构体 的位置相对固定。 0010 在本申请一优选实施方式中， 所述装置还包括固定螺母， 所述固定螺母设置在限 位环的外侧， 与所述第二结构体延伸的凸台结构外螺纹连接以限制所述限位环的移动。 0011 在本申请一优选实施方式中， 所述第一密封圈和第二密封圈沿第一结构体安装于 第二结构体的方向直径依次减小。 0012 在本申请一优选实施方式中， 所述第一密封圈和第二密封圈的。

8、材料不同。 0013 在本申请另一优选实施方式中， 所述第一密封圈和第二密封圈的材料相同。 0014 在本申请一优选实施方式中， 所述第一密封圈和第二密封圈均为橡胶材质制成。 0015 在本申请优选实施方式中， 所述限位环与所述球体部分具有相适配的弧形表面。 0016 本申请的球体连接补偿装置在原有的基础上， 将连接管变成球体连接管， 使得补 偿装置的球体机构可以全方位的转动， 在转动角度不大于10 的情况下都能满足需求。 因为 在飞机的全包线过程中， 随着飞机的各种姿态角、 加力、 起飞和降落， 避免飞机受到振动和 其他影响， 此外， 还可以避免在全包线过程中因损坏而产生其他影响。 说明书 。

9、1/3 页 3 CN 110985786 A 3 附图说明 0017 为了更清楚地说明本申请提供的技术方案， 下面将对附图作简单地介绍。 显而易 见地， 下面描述的附图仅仅是本申请的一些实施例。 0018 图1为本申请的球体连接补偿装置结构示意图。 0019 图2为本申请的球体连接补偿装置应用场景示意图。 0020 图3为本申请的第一结构体的场景示意图。 具体实施方式 0021 为使本申请实施的目的、 技术方案和优点更加清楚， 下面将结合本申请实施例中 的附图， 对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。 0022 为了克服现有技术中所指出的问题， 本申请提供了一种能够满足特定安装空间、 。

10、无限制的转动频率与角度范围、 交变载荷、 宽温度谱、 油气介质等因素限制条件下的特殊形 式的补偿机构或装置， 保证转动随动功能的实现以及补偿装置对动密封性的要求。 0023 如图1至图3所示， 本申请提供的球体连接补偿装置包括： 管路1、 出口壳体2、 第一 和第二密封胶圈5以及限位环5。 其中， 管路1的一端为球体结构11。 出口壳体2大体上成板 状， 其上具有凸出的台阶部分形成安装口， 安装口下端的直径大致小于其上端的直径(下端 为靠近出口壳体2内部的一端， 上端为远离出口壳体2内部的一端)， 管路1的球体结构11安 装于安装口中。 限位环5设置在安装口内， 其外侧面与安装口接触， 内侧面。

11、与球体结构11接 触。 其中， 限位环5与球体结构11接触的内侧面与球体结构11的外表面相匹配。 通过安装口 的下端与限位环5的接触可将管路1相对的实现轴线方向上的限制， 但管理1的球体结构11 可与出口壳体2的安装口相对的转动。 限位环5靠近出口壳体2的方向放置两个直径不一样 的第一密封胶圈3和第二密封圈4。 在球体结构被限位环5限制后， 限位环5可通过固定螺母6 进行固定， 固定螺母6与台阶部分设置的外螺纹相配合实现整个补偿装置的相对固定。 0024 在一优选实施例中， 第一密封圈3和第二密封圈4沿这管路1安装于出口壳体2的方 向直径依次减小。 图1中方向X即为管路1安装于出口壳体2的方向。

12、， 沿此方向， 第一密封圈3 和第二密封圈4的直径依次减小。 0025 在一实施例中， 第一密封圈3和第二密封圈4的材料不同。 在另一实施例中， 第一密 封圈3和第二密封圈4的材料也可以相同。 无论第一密封圈3和第二密封圈4的材料是否相 同， 第一密封圈3和第二密封圈4均可以是橡胶材质制成。 0026 由于在飞机启动和加力过程中， 会不可避免的产生振动， 带动机上的物件产生共 振， 产生偏离轴向的加速度， 这会不可避免的导致燃油管路偏离原有的位置。 当管路1带动 球形结构向外转动时， 第一和第二密封圈因为自身的收缩保证球形机构的接头的密封性， 当旋转角度接近于10 时， 球形接头的一端球面和固。

13、定螺母干涉， 阻碍球形接头更大位移的 转动， 而且这个角度下球形接头的密封圈依旧在球形接头的球体范围内， 保证最大角度下 球形接头的密封性， 而且球体的旋转方向沿轴线可以是任意360 ， 可以适应飞机做任何一 种飞行姿态的变化。 0027 本申请的球体连接补偿装置在原有的基础上， 将连接管变成球体连接管， 使得补 偿装置的球体机构可以全方位的转动， 在转动角度不大于10 的情况下都能满足需求。 因为 在飞机的全包线过程中， 随着飞机的各种姿态角、 加力、 起飞和降落， 避免飞机受到振动和 说明书 2/3 页 4 CN 110985786 A 4 其他影响， 本申请的球体连接装置还可以避免在全包。

14、线过程中因损坏而产生其他影响。 0028 本申请提供的球体连接补偿装置应用于飞机燃油系统中， 可以避免因为安装误 差、 工艺误差和飞机使用过程振动引起的输油管路损伤， 保证飞机全包线中燃油系统的安 全、 正常运作。 0029 本申请的球体补偿装置已经通过振动、 高低温、 密封性、 疲劳等试验， 满足管路在 飞机上的使用条件。 0030 以上所述， 仅为本申请的具体实施方式， 但本申请的保护范围并不局限于此， 任何 熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内， 可轻易想到的变化或替换， 都应 涵盖在本申请的保护范围之内。 因此， 本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为 准。 说明书 3/3 页 5 CN 110985786 A 5 图1 图2 说明书附图 1/2 页 6 CN 110985786 A 6 图3 说明书附图 2/2 页 7 CN 110985786 A 7 。