[0028] 下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行 清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而 不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做 出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
[0029] 请参阅图1至图8，本发明提供一种技术方案：
[0030] 一种机翼内置式航空油箱加压装置，包括航空油箱1，航空油箱1的上端 内腔插接安装有加压插管2，加压插管2的上端连接有进气管11，进气管11 的右侧连通缓冲箱14，缓冲箱14的上端右侧连通气泵19，利用气泵19与进 气管11的配合实现对航空油箱1进气增压的目的。
[0031] 进气管11与缓冲箱14之间的管道外壁设置有节流阀12，利用节流阀12 控制进气的速率。
[0032] 缓冲箱14的下端设置有回流管17，回流管17的另一端连通航空油箱1 的上端内腔，利用缓冲箱14实现对进气压强变化的快速跳变提供缓冲，避免 造成对航空油箱1的影响，同时在泄压的过程中，避免造成油液负压喷出。
[0033] 缓冲箱14的上端左右两侧的管道均设置有压力表13，缓冲箱14的上端 设置有泄压阀15，缓冲箱14下端的回流管17上设置有回流阀16，利用泄压 阀15实现对航空油箱1内腔进行泄压，利用回流阀16控制油液的回流流道。
[0034] 加压插管2的下端插接在航空油箱1的内腔，加压插管2的下端内壁设 置有第一内螺纹22，加压插管2的下端设置有下盖板4，下盖板4的上端内 腔连通加压插管2的内腔，下盖板4的上端设置有第二外螺纹28，第二外螺 纹28与第一内螺纹22之间螺纹配合连接，滤油器20安装在下盖板4的上端 内腔中，利用第二外螺纹28与第一内螺纹22之间螺纹配合，实现加压插管2 与下盖板4之间的密封连接。
[0035] 下盖板4的下端设置有圆周阵列分布的四根下插管5，下插管5的外壁设 置有线性分布的第一通孔18，下插管5插接在航空油箱1的内腔油液下端， 下盖板4的内腔设置有分流内腔21，分流内腔21的下端分别连通圆周阵列分 布的四根下插管5的内腔，利用下插管5和第一通孔18的配合，实现缓慢进 气补压的目的。
[0036] 下盖板4的上端设置有滤油器20，分流内腔21的上端连通滤油器20的 下端，利用滤油器20实现在回流时对油液进行过滤，避免造成管道的堵塞。
[0037] 加压插管2的中间段内腔内壁插接有内衬管3，内衬管3转动套接在加压 插管2的内腔，内衬管3的下端面与下盖板4的上端面紧密贴合，利用下盖 板4实现内衬管3下端的封闭安装。
[0038] 内衬管3的上端外壁设置有第二内螺纹25，内衬管3的上端左右两侧垂 直插接安装有连杆6，连杆6与内衬管3连接的一端设置有第一外螺纹26， 第一外螺纹26与第二内螺纹25之间固定螺纹连接，利用第一外螺纹26与第 二内螺纹25之间螺纹配合，实现内衬管3与连杆6之间的固定连接。
[0039] 航空油箱1的上端凸台与加压插管2连接位置的左右圆弧侧面设置有相 互对称的第二旋转槽30，加压插管2上端与第二旋转槽30对应高度的外壁开 设有第一旋转槽23，第二内螺纹25与第二旋转槽30、第二旋转槽30等高， 利用第二旋转槽30、第二旋转槽30使得连杆6实现一定角度的转动。
[0040] 连杆6的外侧上端垂直连接有横梁转杆7，横梁转杆7的上端转动连接有 驱动电机9，航空油箱1的上端外缘竖直安装有安装支架8，驱动电机9固定 在安装支架8的上端中间位置，且驱动电机9下端的电机转轴与安装支架8 之间通过轴承10转动连接，横梁转杆7的上端固定连接驱动电机9的电机转 轴，连杆6的上端设置有安装孔27，连杆6通过安装孔27固定连接横梁转杆 7，利用安装支架8实现驱动电机9的固定安装，利用安装孔27实现连杆6 与横梁转杆7之间的连接，进而通过驱动电机9带动连杆6转动，连杆6带 动内衬管3转动。
[0041] 加压插管2的中间段外壁设置有线性分布的第二通孔24，内衬管3的中 间段外壁设置有与第二通孔24等高的第三通孔29，内衬管3上的第三通孔 29与第二通孔24等高错位分布，第三通孔29与第二通孔24位于油液的上端 内腔，利用第三通孔29与第二通孔24的连通或错位闭合，实现对进气速率 的调节，进而减少增压需要的缓冲时间，使得飞机运行更加稳定。
[0042] 工作原理：首先利用第二外螺纹28与第一内螺纹22之间螺纹配合，实 现加压插管2与下盖板4之间的密封连接，利用下盖板4实现内衬管3下端 的封闭安装，利用第一外螺纹
26与第二内螺纹25之间螺纹配合，实现内衬 管3与连杆6之间的固定连接，利用安装支架8实现驱动电机9的固定安装， 利用安装孔27实现连杆6与横梁转杆7之间的连接。
[0043] 利用气泵19与进气管11的配合实现对航空油箱1进气增压的目的，在 进气过程中，利用节流阀12控制进气的速率，当飞机平稳运行时，利用下插 管5和第一通孔18的配合，实现缓慢进气补压的目的，当飞机爬升高度时， 功率运行增大，导致供油量增加，此时通过驱动电机9带动连杆6转动，连 杆6带动内衬管3转动，利用第二旋转槽30、第二旋转槽30使得连杆6实现 一定角度的转动，进而使得第三通孔29与第二通孔24的连通，增大进气速 率，减少增压需要的缓冲时间，利用缓冲箱14实现对进气压强变化的快速跳 变提供缓冲，避免造成对航空油箱1的影响，使得飞机运行更加稳定。
[0044] 当飞机停止运行时，需要对航空油箱1内腔进行及时的泄压，利用泄压 阀15实现对航空油箱1内腔进行泄压，利用回流阀16控制油液的回流流道， 利用滤油器20实现在回流时对油液进行过滤，避免造成管道的堵塞，同时在 泄压的过程中，利用缓冲箱14避免造成油液负压喷出。
[0045] 其中滤油器20为现有技术，不做详述；驱动电机9为精密行星齿轮电机；气泵19为型号为：750W-30L的静音气泵。
[0046] 尽管已经示出和描述了本发明的实施例，对于本领域的普通技术人员而 言，可以理解在不脱离本发明的原理和精神的情况下可以对这些实施例进行 多种变化、修改、替换和变型，本发明的范围由所附权利要求及其等同物限 定。
