CN113588157A - 压力传感器安装接头以及具有其的飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种实现飞行器的燃油箱与压力传感器之间的连接的安装接头以及具有其的飞行器。安装接头包括具有管路接口的内部连接结构、具有通过内部通路与管路接口连通的传感器接口的外部连接结构和用于将安装接头安装至燃油箱的箱壁的安装结构。在安装状态下，内部连接结构位于燃油箱内并用于与燃油压力管路连接，外部连接结构位于燃油箱外并用于与压力传感器连接。安装接头整体上被构造为一体式结构，并且传感器接口的中心轴线与内部通路的中心轴线垂直。根据本发明，可以减少压力传感器安装所需的零件数量和种类，安装空间小，使EWIS线束布置紧凑、有序，可以减少安装工序，减轻飞行器重量，降低制造成本和航线维护成本。

Description

压力传感器安装接头以及具有其的飞行器

技术领域

本发明涉及民用航空领域，具体涉及一种压力传感器安装接头以及具有其的飞行器。

背景技术

民用飞机的燃油***中通常设有燃油压力指示***，其功能是向燃油***计算机提供机上所有燃油泵的出口燃油压力信号，用于向飞行员指示机上各燃油泵的工作状态。此外，还可以提供各油箱压力加油管路内的燃油压力信号，向机务人员指示各油箱加油切断阀的开关状态。

燃油泵安装在飞机燃油箱内。通常在燃油泵出口引出一根燃油引压管路，与飞机油箱结构上过框接头的一端连接。在油箱外部，燃油压力传感器安装在过框接头的另一端。当燃油泵开关按入后，燃油泵开启，高压燃油经燃油引压管路和过框接头传导至燃油压力传感器。燃油压力传感器中的弹性簧片检测到高压燃油，向燃油***计算机输出相应的电信号，指示飞行员当前燃油泵处于开启状态。反之，当燃油泵开关按入后，如果燃油泵因故障等原因未能开启，燃油压力传感器检测到燃油泵出口燃油为低压，则燃油***计算机将向飞机驾驶舱发出燃油泵低压告警信号，同时驾驶舱燃油顶部控制面板上对应燃油泵开关的告警灯也将亮起，提醒飞行员该燃油泵出现故障，需按飞行手册采取措施。

类似的，位于燃油箱内部的加油切断阀上通常也引出一根燃油引压管路，经过框接头与压力传感器连接。当机务人员通过加放油控制面板操作压力加油开关将加油切断阀打开，与之连接的燃油压力传感器检测到燃油高压，则向燃油***计算机发出信号指示加油切断阀处于开启状态。反之，如压力加油开关打开后，加油切断阀未能开启，燃油压力传感器检测到加油切断阀出口为低压，则燃油***计算机将向加放油控制面板发出告警信号，提示机务人员当前加油切断阀出现故障。

其中，安装在飞机燃油箱结构上的燃油压力传感器安装接头是连接燃油箱内部设备(如燃油泵、加油切断阀)与油箱外部的燃油压力传感器的重要部件。然而现有技术方案的燃油压力传感器安装接头及其连接安装形式存在不足，有待进一步完善和优化。

因此需要提供一种压力传感器安装接头以及具有其的飞行器，以至少部分地解决上述问题。

发明内容

本发明的目的在于，提供一种用于实现飞行器的燃油箱与压力传感器连接的安装接头，以解决当前民用飞机中燃油压力传感器安装接头的零部件种类和接口较多，安装维护复杂，占用安装空间大以及燃油压力传感器的测量端口易被冰块、冰晶或杂质堵塞而容易触发燃油低压告警信号进而提供错误的指示信号的问题。

根据本发明的第一个方面，提供一种用于实现飞行器的燃油箱与压力传感器之间的连接的安装接头，所述安装接头包括：

内部连接结构，所述内部连接结构具有管路接口，并且被构造成能够设置于所述燃油箱的内部并通过所述管路接口与所述燃油箱内的燃油压力管路连接；

外部连接结构，所述外部连接结构设置于所述燃油箱的外部并且具有传感器接口，所述传感器接口通过内部通路与所述管路接口连通，其中，所述外部连接结构被构造成能够通过所述传感器接口与压力传感器连接；以及

安装结构，所述安装结构用于将所述安装接头固定安装至所述燃油箱的箱壁；

其中，所述安装接头整体上被构造为一体式结构，所述传感器接口的中心轴线与所述内部通路的中心轴线垂直。

根据本方案，一体式结构可以减少压力传感器安装所需的零部件的数量和种类，从而减少安装工序，减轻飞行器的重量，降低制造成本，还可以减少航线运营中航材备件的备货种类和数量，有利于降低航线维护成本。传感器接口转向设置允许将压力传感器及其信号线束等零部件贴近燃油箱的外表面安装，采用较少和较短的结构支架即可支承和固定，有助于减轻飞行器的重量并降低制造成本。同时，安装接头向外延伸出的部分形成的悬臂的长度较短，无需占用较大的安装空间，可以使EWIS线束布置更加紧凑、有序。

在一种实施方式中，所述内部通路被构造为通过渐缩的形状与所述传感器接口连通，并且在所述安装接头被固定安装至所述燃油箱的箱壁的状态下，所述内部通路处于水平的状态。

在一种实施方式中，在所述压力传感器安装至与所述安装接头的状态下，所述压力传感器的测量端口高于所述内部通路的与所述传感器接口连通的端口的低点。

根据上述各方案，可以减小压力传感器的测量端口被冰块、冰晶或杂质堵塞失效而触发燃油低压告警故障信号的风险。

在一种实施方式中，所述外部连接结构包括支承连接段和转向模块，所述转向模块通过所述支承连接段与所述安装结构连接，所述传感器接口设置在所述转向模块上。

根据本方案，可以通过支承连接段支撑转向模块和压力传感器的重量。

在一种实施方式中，所述转向模块在靠近所述传感器接口的端口的位置设置有供绑扎保险丝通过的保险丝通路。

在一种实施方式中，所述转向模块的垂直于所述传感器接口的中心轴线的截面为方形，所述保险丝通路与方形截面的边线之间形成预定角度的夹角

在一种实施方式中，所述保险丝通路的数量设置为至少一个。

根据上述各方案，可以缩短绑扎防松的保险丝的长度，降低保险丝被误碰断裂的风险。并且保险丝通路集成设置，无需增加额外的结构支架或紧固件用于保险丝的绑扎固定，有利于减轻飞行器的重量。

在一种实施方式中，所述内部连接结构包括管路连接管嘴和过框连接段，所述管路连接管嘴通过所述过框连接段与所述安装结构连接，所述管路接口设置在所述管路连接管嘴上。

根据本方案，可以通过过框连接段提供伸入燃油箱内的足够的长度。

在一种实施方式中，所述管路接口被构造为扩口形状。

根据本方案，扩口形状可以方便与燃油压力管路的匹配对接和密封。

在一种实施方式中，所述管路连接管嘴的外周面设置有外螺纹。

根据本方案，可以利用管螺母实现管路连接管嘴与燃油压力管路的连接。

在一种实施方式中，所述安装结构被构造为法兰盘，所述法兰盘的朝向所述燃油箱的侧面设置有用于容纳密封圈的密封圈槽。

根据本方案，法兰盘可以实现安装接头与燃油箱的箱壁之间的稳固安装，密封圈可以实现安装接头与燃油箱的箱壁之间密封。

在一种实施方式中，所述安装接头采用金属材料制成。

根据本方案，可以选择合适的材料制作安装接头，并且适于采用一体化机加工的方式制作。

在一种实施方式中，所述安装接头的表面通过表面钝化或镀镉的工艺进行表面处理。

根据本方案，可以避免安装接头与燃油箱的铝制结构面面贴合接触时发生的异电位腐蚀。

根据本发明的另一个方面，还提供一种飞行器，所述飞行器配备有燃油箱和压力传感器，所述燃油箱和所述压力传感器通过如上所述的安装接头相连接。

根据本方案，一体式结构可以减少压力传感器安装所需的零部件的数量和种类，从而减少安装工序，减轻飞行器的重量，降低制造成本，还可以减少航线运营中航材备件的备货种类和数量，有利于降低航线维护成本。传感器接口转向设置允许将压力传感器及其信号线束等零部件贴近燃油箱的外表面安装，采用较少和较短的结构支架即可支承和固定，有助于减轻飞行器的重量并降低制造成本。同时，安装接头向外延伸出的部分形成的悬臂的长度较短，无需占用较大的安装空间，可以使EWIS线束布置更加紧凑、有序。

附图说明

为了更好地理解本发明的上述及其他目的、特征、优点和功能，可以参考附图中所示的优选实施方式。附图中相同的附图标记指代相同的部件。本领域技术人员应该理解，附图旨在示意性地阐明本发明的优选实施方式，对本发明的范围没有任何限制作用，图中各个部件并非按比例绘制。

图1示出了根据一种现有技术的飞行器的燃油压力传感器安装连接形式；

图2示出了根据另一种现有技术的飞行器的燃油压力传感器安装连接形式；

图3示出了根据再一种现有技术的飞行器的燃油压力传感器安装连接形式；

图4示出了根据本发明的一种优选实施方式的压力传感器安装接头的立体示意图；

图5示出了图4中的安装接头的剖切示意图；

图6示出了图4中的安装接头的局部剖切示意图；

图7示出了图4中的安装接头与压力传感器连接的示意图；

图8示出了使用图4中的安装接头连接燃油箱与压力传感器的立体分解示意图；以及

图9示出了使用图4中的安装接头连接燃油箱与压力传感器的立体示意图。

具体实施方式

现在参考附图，详细描述本发明的具体实施方式。这里所描述的仅仅是根据本发明的优选实施方式，本领域技术人员可以在所述优选实施方式的基础上想到能够实现本发明的其他方式，所述其他方式同样落入本发明的范围。

图1示出了某型飞机上的一种燃油压力传感器安装连接形式。该技术方案存在以下不足：

a)该技术方案采用燃油引压导管1a将油箱内的燃油引压管与油箱外的燃油压力传感器2a进行连接，燃油引压导管1a的长度较长，增加了飞机重量；且各个燃油引压导管1a弯曲走向形式不一致，安装通用性差，增加了航材备件种类和数量，导致制造和维护成本增加。

b)燃油引压导管1a沿竖向走向，使得燃油压力传感器2a测量端口布置在竖向导管的最低点；该种布置形式容易导致燃油油液中的水分和杂质在燃油压力传感器2a的测量端口处沉积和聚集；在低温环境下油液中水分结冰或长时间运营后油液中杂质沉积，均容易导致燃油压力传感器2a的测量端口被冰块、冰晶或杂质堵塞，进而容易触发燃油低压告警信号，给飞行员提供错误的指示信号。

c)燃油压力传感器2a在飞机上的安装和固定，需要额外使用到结构支架3a和P型卡箍4a，导致飞机重量增加，导致装配的零配件种类和数量增加，同时也使得安装操作步骤和环节增加。

图2示出了美国波音公司某系列飞机上的一种燃油压力传感器安装接头及其连接布置形式。该技术方案存在以下不足：

d)该技术方案中，燃油压力传感器安装接头1b的结构形式为直通头形式，燃油压力传感器2b与直通头连接后，与飞机油箱结构壁板面3b呈90°垂直角；在燃油压力传感器2b的尾部，信号线缆上的电连接器4b(含线束尾附件)与燃油压力传感器2b尾部的电连接器连接。该种安装布置形式下，燃油压力传感器2b、线束电连接器4b及线束尾附件在沿垂直于油箱结构壁板面3b的方向上依次叠加，需要占用较大的安装空间。

e)由于线束电连接器4b(含线束尾附件)安装在燃油压力传感器2b尾部，远离油箱结构壁板面3b(悬臂较长)，且考虑飞机机动飞行及振动等因素，需要额外增加多个结构支架对线束进行支承和固定，增加了飞机重量和制造成本。

f)此外，这种安装形式下，由于线束电连接器4b(含线束尾附件)远离油箱结构壁板面3b，因此需要增加信号线的线束长度，增加了重量和成本。

图3示出了欧洲空客公司某系列飞机上的一种燃油压力传感器安装接头及其连接布置形式。该技术方案存在以下不足：

g)该技术方案中，燃油压力传感器2c与燃油压力传感器安装接头1c装配时，安装接口和安装环节较多；例如，燃油压力传感器2c需通过密封圈4c与密封活门3c进行装配密封；还需要安装堵头5c穿过燃油压力传感器2c与密封活门3c进行螺接旋紧，并通过另一个密封圈4c与燃油压力传感器2c进行装配密封；接口较多，环节较多。

h)安装接口和安装环节数量增多，使得对部件安装的可靠性要求提高，增加了安装难度；同时也使得燃油渗漏风险点增多。

i)安装使用到的零配件数量较多(包括2个密封圈、1个堵盖和1个保险丝绑扎锁紧垫圈)，增加了航线运营过程中航材备件的备货种类和数量，提高了维修维护成本。

为了至少部分地解决上述各技术方案中存在的缺陷，本发明提供了一种用于实现飞行器的燃油箱与压力传感器之间的连接的安装接头。下面结合图4至图9对根据本发明的优选实施方式进行描述。

如图4所示，安装接头100包括内部连接结构1、外部连接结构2以及安装结构3。其中，安装结构3被构造为用于将安装接头100固定安装至飞行器的燃油箱的箱壁700(见图8和图9)。在安装接头100已经固定安装至燃油箱的箱壁700的状态下，内部连接结构1位于燃油箱的内部，用于与燃油箱内部的燃油压力管路连接。该燃油压力管路具体可以是从燃油泵和/或加油切断阀引出的燃油引压管路。外部连接结构3位于燃油箱的外部，用于与感测燃油压力的压力传感器300(见图7至图9)连接。

根据本发明的安装接头100可以采用金属材料制成，例如不锈钢或合金钢材料，并可以采用数控机加工进行制造，使得安装接头100形成为一体的结构，有利于减少压力传感器300安装所需的零部件的数量和种类，从而减少安装工序，并且可以减轻飞行器的重量，降低制造成本，还可以减少航线运营中航材备件的备货种类和数量，有利于降低航线维护成本。

另外，在机加工之后，还可以对安装接头100的外表面进行表面处理，以防止安装接头100在与燃油箱铝制结构面面贴合接触时发生异电位腐蚀。优选地，表面处理可以通过表面钝化或镀镉等工艺实现。

在图示的实施方式中，安装接头100整体上具有细长的形状，安装结构3沿安装接头100的纵向方向设置在内部连接结构1和外部连接结构2之间，其被构造为法兰盘的形状。法兰盘上沿周向均匀地设置有若干第一安装孔31。再参考图8，燃油箱的箱壁700上对应地设置有第二安装孔702。可以使用紧固件顺次穿过第二安装孔702和第一安装孔31的方式将安装接头100紧固地安装在燃油箱的箱壁700上。紧固件的一个示例可以是螺钉601和螺母603，同时配套地设置垫圈602。

可以理解，燃油箱的箱壁700上还设置有供内部连接结构1穿过的通孔701。并且，优选地，如图4所示，法兰盘的朝向箱壁700的侧面设置有密封圈槽32。在安装时，可以在密封圈槽32内设置密封圈500，并在安装完成之后使得密封圈500围绕通孔701实现密封。

参考图4和图5，内部连接结构1整体构造为沿安装接头100的纵向方向延伸的管状结构，其一端与安装结构3连接，另一端在端部设置有管路接口12，用于与燃油箱内的燃油压力管路连接。

在图示的实施方式中，内部连接结构1包括管路连接管嘴10和过框安装段20两部分。过框安装段20从安装结构3向外延伸，用于提供伸入燃油箱内部与燃油压力管路连接的足够长度。管路连接管嘴10位于过框安装段20的端部，管路接口12设置在管路连接管嘴10上。优选地，管路接口12被构造为扩口密封面，以便与燃油压力管路的接口匹配连接。管路连接管嘴10外周面设置有外螺纹11，用于与管螺母配合。外螺纹11的规格以及管路接口12的扩口密封面的形状规格参数可以根据与管路连接管嘴10连接的管螺母以及管路端接口的规格参数进行确定。

安装接头100还设置有连通管路接口12和传感器接口52的内部通路101。该内部通路101大致沿安装接头100的纵向方向延伸。因此，过框安装段20实际上是一段空心厚壁管状结构。可以理解，内部通路101通常沿着贯通燃油箱的箱壁700的方向延伸，以将燃油箱内的燃油压力管路的燃油压力引出至燃油箱外。也即，内部通路101的中心轴线与箱壁700大致垂直。

根据本发明，安装接头100被构造为，其内部通路101的中心轴线与传感器接口52的中心轴线大致垂直。如此设置，可以在不改变燃油传递的油压的情况下，将垂直于燃油箱的箱壁700的燃油流道方向转变为平行于箱壁700的流道方向，允许将压力传感器300及其下游的信号线束、线束电连接器(含线束尾附件)等贴近箱壁700的外表面安装，可以采用较少和较短的结构支架进行支承和固定，有助于减轻飞行器的重量并降低制造成本。同时，这种安装结构使得安装接头100从燃油箱的箱壁700向外延伸出的部分所形成的悬臂的长度较短，无需占用较大的安装空间，可以使飞行器的燃油箱周围电气线路互联***(Electrical Wiring Interconnection System,EWIS)线束布置更加紧凑、有序。

继续参考图4和图5，具体地，外部连接结构2包括支承连接段40和转向模块50两部分。传感器接口52设置在转向模块50内。传感器接口52的端口处设置有密封圈安装槽51。如图7所示，在将压力传感器300与传感器接口52对接安装时，可以在密封圈安装槽51内设置传感器密封圈200起到密封作用。

优选地，如图6所示，在转向模块50的靠近传感器接口52的端口位置还设置有贯通的保险丝通路53。可以将一保险丝400(见图8)依次穿过压力传感器300、转向模块50上的保险丝通路53，对安装完成后的压力传感器300进行绑扎防松。如此，将保险丝通路53靠近压力传感器300布置，使得用于绑扎防松的保险丝的长度大大缩短，可以降低保险丝被误碰断裂的风险。并且，将保险丝通路53集成在安装接头100上，无需增加额外的结构支架或紧固件用于保险丝的绑扎固定，有利于减轻飞行器的重量。

在图示的实施方式中，转向模块50大致构造为方形。换句话说，转向模块50在垂直于传感器接口52的中心轴线的截面内的形状为方形。保险丝通路53与转向模块50的截面边缘形成预定的夹角，优选地，该夹角为45°。进一步优选地，保险丝通路53的数量可以设置为至少一个。在图示的实施方式中，保险丝通路53优选地设置为两个，并且该两个保险丝通路53之间的夹角为90°。

支承连接段40用于连接安装结构3与转向模块50，并支撑转向模块50以及压力传感器300的重量。内部通路101的一部分在支承连接段40内延伸并与传感器接口52连通。

优选地，在安装接头100已经固定安装至燃油箱的箱壁700的状态下，内部通路101被设置为沿水平方向延伸，这样可以尽可能地消除重力对压力感测造成的影响。进一步优选地，内部通路101被构造为通过渐缩的形状与传感器接口52连通。如图5所示，位于支承连接段40内的内部通路101被构造为锥形部分102，并通过锥形部分102的小直径端与传感器接口52连通。这样的设计可以使内部通路101内的最低位置点远离传感器接口52。燃油油液中的水分和杂质在重力的作用下向最低位置点流动，避免沉积和聚集在压力传感器300的测量端口的位置，从而可以防止低温环境下油液中的水分结冰或长时间运营后油液中的杂质沉积导致压力传感器300的测量端口堵塞失效，进而减小由于测量端口堵塞失效而触发燃油低压告警故障信号的风险。

在图5所示的实施方式中，仅支承连接段40内的内部通路101被构造为渐缩形状的锥形管道，过框安装段20内的内部通路101具有均匀的直径。然而可以理解，在另外的实施方式中，内部通路101也可以整体被构造为朝向传感器接口52渐缩的形状。

图7示出了压力传感器300与安装接头100的装配示意图。可以看出，在内部通路101水平方向延伸的状态下，压力传感器300的测量端口高于内部通路101的与传感器接口52连通的端口的最低点。这样可以防止油液中的水分和杂质沉积和聚集在压力传感器300的测量端口的位置，从而确保压力测量的准确性。

下面结合图8和图9对根据本发明的安装接头100的安装步骤进行说明：

步骤1:首先将密封圈500置于安装接头100的法兰盘的密封圈槽32内；在安装接头100的过框安装段20的外周面涂刷密封剂(该密封剂用于湿安装密封)，并将管路连接管嘴10和过框安装段20穿过燃油箱的箱壁700上的通孔。

步骤2：使用密封剂对四组紧固件(螺钉601、垫圈602和螺母603)进行湿安装，螺钉601从燃油箱的内侧分别穿过箱壁700上的第二安装孔702和安装接头100的法兰盘上的第一安装孔31，并拧紧螺母603，将安装接头100稳固地安装在箱壁700上。

步骤3：在压力传感器300上安装传感器密封圈200。

步骤4：将压力传感器30安装在安装接头100的传感器接口52中。

步骤5：使用保险丝400依次穿过安装接头100的保险丝通路53以及压力传感器300的保险丝通路，将安装接头100和压力传感器300进行绑扎防松。

根据本发明的另一个方面，还提供一种飞行器，该飞行器配备燃油箱和压力传感器。其中，该燃油箱和压力传感器通过如上所述安装接头相连接。

相比现有技术，根据本发明的压力传感器安装接头可以实现以下有益效果：

a)与图1所示的某型飞机相比，本发明所述技术方案中压力传感器安装连接所需的零部件少(无需额外的燃油引压导管和管螺母)，压力传感器安装接头的一致性好，通用性强；同时，本发明采用安装接头自支承方式，无需额外的结构支架和P型卡箍，有利于飞机重量减轻和制造成本降低；此外，本发明所述技术方案中，压力传感器测量端口设置在高点，可以避免燃油油液中的水分和杂质在燃油压力传感器的测量端口处沉积和聚集，进而导致压力传感器测量端口被冰块、冰晶或杂质堵塞。

b)与图2所示的美国波音公司某系列飞机相比，本发明所述技术方案中，压力传感器、信号线束、线束电连接器(含线束尾附件)贴近油箱结构壁板安装，可以采用较少的和较短的结构支架进行支承和固定，有助于飞机重量减轻和制造成本降低；该种布置方式紧凑、有序，无需占用较大的安装空间。

c)与图3所示的欧洲空客公司某系列飞机相比，本发明所述技术方案中，安装接口数量减少，安装操作步骤减少，使安装效率提高、维护时长缩短；同时，也使得压力传感器安装所需零配件的种类和数量都减少(减少了1个密封圈、1个安装堵盖和1个保险丝绑扎锁紧垫圈)，有利于减少航线运营过程中航材备件的备货种类和数量，降低维修维护成本；此外，接口数量和安装环节减少，也有利于减少燃油渗漏风险点。

虽然以上描述了本发明的具体实施方式，但是本领域的技术人员应当理解，这些仅是举例说明，本发明的保护范围是由所附权利要求书限定的。本领域的技术人员在不背离本发明的原理和实质的前提下，可以对这些实施方式做出多种变更或修改，但这些变更和修改均落入本发明的保护范围。

Claims (14)

1.一种用于实现飞行器的燃油箱与压力传感器之间的连接的安装接头，其特征在于，所述安装接头(100)包括：

内部连接结构(1)，所述内部连接结构(1)具有管路接口(12)，并且被构造成能够设置于所述燃油箱的内部并通过所述管路接口(12)与所述燃油箱内的燃油压力管路连接；

外部连接结构(2)，所述外部连接结构(2)设置于所述燃油箱的外部并且具有传感器接口(52)，所述传感器接口(52)通过内部通路(101)与所述管路接口(12)连通，其中，所述外部连接结构(2)被构造成能够通过所述传感器接口(52)与压力传感器(300)连接；以及

安装结构(3)，所述安装结构(3)用于将所述安装接头固定安装至所述燃油箱的箱壁(700)；

其中，所述安装接头整体上被构造为一体式结构，并且所述传感器接口(52)的中心轴线与所述内部通路(101)的中心轴线垂直。

2.根据权利要求1所述的安装接头，其特征在于，所述内部通路(101)被构造为通过渐缩的形状与所述传感器接口(52)连通，并且在所述安装接头(100)被固定安装至所述燃油箱的箱壁(700)的状态下，所述内部通路(101)处于水平的状态。

3.根据权利要求2所述的安装接头，其特征在于，在所述压力传感器(300)安装至与所述安装接头(100)的状态下，所述压力传感器(300)的测量端口高于所述内部通路(101)的与所述传感器接口(52)连通的端口的低点。

4.根据权利要求1所述的安装接头，其特征在于，所述外部连接结构(2)包括支承连接段(40)和转向模块(50)，所述转向模块(50)通过所述支承连接段(40)与所述安装结构(3)连接，所述传感器接口(52)设置在所述转向模块(50)上。

5.根据权利要求4所述的安装接头，其特征在于，所述转向模块(50)在靠近所述传感器接口(52)的端口的位置设置有供绑扎保险丝(400)通过的保险丝通路(53)。

6.根据权利要求5所述的安装接头，其特征在于，所述转向模块(50)的垂直于所述传感器接口(52)的中心轴线的截面为方形，所述保险丝通路(53)与方形截面的边线之间形成预定角度的夹角。

7.根据权利要求6所述的安装接头，其特征在于，所述保险丝通路(53)的数量设置为至少一个。

8.根据权利要求1所述的安装接头，其特征在于，所述内部连接结构(1)包括管路连接管嘴(10)和过框连接段(20)，所述管路连接管嘴(10)通过所述过框连接段(20)与所述安装结构(3)连接，所述管路接口(12)设置在所述管路连接管嘴(10)上。

9.根据权利要求8所述的安装接头，其特征在于，所述管路连接管嘴(10)的外周面设置有外螺纹(11)。

10.根据权利要求1所述的安装接头，其特征在于，所述管路接口(12)被构造为扩口形状。

11.根据权利要求1所述的安装接头，其特征在于，所述安装结构(3)被构造为法兰盘，所述法兰盘的朝向所述燃油箱的侧面设置有用于容纳密封圈的密封圈槽(32)。

12.根据权利要求1所述的安装接头，其特征在于，所述安装接头(100)采用金属材料制成。

13.根据权利要求1所述的安装接头，其特征在于，所述安装接头(100)的表面通过表面钝化或镀镉的工艺进行表面处理。

14.一种飞行器，其特征在于，所述飞行器配备有燃油箱和压力传感器(300)，所述燃油箱和所述压力传感器(300)通过根据权利要求1至13中任一项所述的安装接头(100)相连接。

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