JP2001114399A - Surge control valve - Google Patents
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Abstract
Description
【０００１】[0001]
【発明の属する技術分野】本発明は、サージコントロー
ルバルブに関する。すなわち、空港にて燃料油を航空機
に圧送，給油する、給油自動車を介した管路に配設され
る、サージコントロールバルブに関するものである。[0001] The present invention relates to a surge control valve. That is, the present invention relates to a surge control valve which is provided in a pipeline via a refueling vehicle, for pumping fuel oil to an aircraft at an airport and refueling the aircraft.
【０００２】[0002]
【従来の技術】空港にて燃料油を航空機に給油する際
は、給油自動車が用いられている。まず、給油自動車の
代表例たるサービサによる給油について、図４の管路説
明図を参照しつつ説明する。ハイドラント給油装置１の
ハイドラントバルブ２から、インテークカプラ３、イン
テークホース４を介してサービサ５に取り入れられた燃
料油は、スイベルジョイント６，弁７，ラインストレー
ナ８，圧力調整弁９，フィルターセパレータ１０，流量
計１１，弁７，ベンチェリー１２等の給油機器類１３が
順に配された給油配管１４を経た後、スイベルジョイン
ト６，中継ホース１５，スイベルジョイント６，弁７，
スイベルジョイント６，給油ホース１６等を介し、先端
の給油ノズル１７から、航空機１８側の給油口へと圧送
され、もって航空機１８側において、配管を介し元弁付
のタンクへと給油されている。このように、サービサ５
側の管路は、インテークホース４，給油配管１４、中継
ホース１５，給油ホース１６等にて、構成されている。2. Description of the Related Art When refueling aircraft at airports, refueling vehicles are used. First, refueling by a servicer, which is a typical example of a refueling vehicle, will be described with reference to the schematic diagram of FIG. The fuel oil taken into the servicer 5 from the hydrant valve 2 of the hydrant refueling device 1 via the intake coupler 3 and the intake hose 4 is supplied to the swivel joint 6, the valve 7, the line strainer 8, the pressure regulating valve 9, the filter separator 10, After passing through an oil supply pipe 14 in which oil supply devices 13 such as a flow meter 11, a valve 7, and a venturi 12 are sequentially arranged, a swivel joint 6, a relay hose 15, a swivel joint 6, a valve 7,
The fuel is fed from a refueling nozzle 17 at the tip to a refueling port on the aircraft 18 side via a swivel joint 6 and a refueling hose 16, and is refueled on the aircraft 18 side to a tank with a main valve via a pipe. Thus, Servicer 5
The pipeline on the side includes an intake hose 4, an oil supply pipe 14, a relay hose 15, an oil supply hose 16, and the like.
【０００３】さて、このような航空機１８への給油に際
し、航空機１８側のタンクの元弁を閉止することにより
給油が終了した場合、燃料油は、それまで圧送されてい
たので圧が急激に上昇する。つまり、圧送されていた燃
料油の慣性力が遮断されるので、サービサ５を経由して
航空機１８側のタンクの元弁に至る管路全体について、
そのままではサージ圧が発生することになる。[0003] When the refueling of the aircraft 18 is terminated by closing the main valve of the tank on the aircraft 18 side, the pressure of fuel oil rises sharply because the fuel oil has been pumped up to that time. I do. In other words, since the inertia of the fuel oil being pumped is shut off, the entire pipeline leading to the main valve of the tank on the aircraft 18 side via the servicer 5 is
As it is, a surge pressure is generated.
【０００４】本来、サービサ５における燃料油の圧力制
御は、ベンチェリー１２にて検出された圧力変化のセン
シリング信号を、パイロットバルブ１９で増幅制御し、
もって圧力調整弁９を作動させ絞り度を設定変更する方
式により、行われるようになっている。しかしながら、
この圧力調整弁９による圧力制御方式は、ゆるやかな圧
力変化に対しては極めて優れた追従性を発揮するもの
の、急激な圧力変化に対しては追従困難である、という
難点があった。つまり、圧力調整弁９による圧力制御
は、直動式ではなく、ベンチェリー１２やパイロットバ
ルブ１９を介した方式にて行われるので、応答性・レス
ポンスが良くなく時間がかかり、急激な圧力変化に瞬時
に対応することは、困難とされていた。これに対しサー
ジ圧は、航空機１８側の元弁を閉止することにより発生
し、元弁の閉止は、約２秒程度の閉止時間にて瞬時に行
われる。そこで、このように急激に発生するサージ圧に
対し圧力調整弁９では対応困難であり、ほとんど制御不
能である。[0004] Originally, the pressure control of the fuel oil in the servicer 5 is performed by amplifying and controlling the sensing signal of the pressure change detected by the venturi 12 by the pilot valve 19.
The pressure adjustment valve 9 is then operated to change the throttle degree. However,
The pressure control system using the pressure regulating valve 9 exhibits an extremely excellent follow-up property for a gradual pressure change, but has a drawback that it is difficult to follow a sudden pressure change. That is, since the pressure control by the pressure regulating valve 9 is performed not by the direct acting type but by the system via the venturi 12 and the pilot valve 19, the response and the response are not good and it takes time, and the rapid pressure change occurs. Responding instantly was considered difficult. On the other hand, the surge pressure is generated by closing the main valve on the side of the aircraft 18, and the closing of the main valve is instantaneously performed in a closing time of about 2 seconds. Therefore, it is difficult for the pressure regulating valve 9 to cope with such a suddenly generated surge pressure, and it is almost impossible to control the surge pressure.
【０００５】さてそこで、このようなサージ圧から航空
機１８側を保護すべく、従来は、サージコントロールバ
ルブ２０（いわゆるホースエンドコントロールバルブ
ＨＥＣＶ）が、使用されていた。すなわち、サービサ５
の給油ホース１６先端の給油ノズル１７に、直動式の減
圧弁よりなり応答性・レスポンスに優れたサージコント
ロールバルブ２０が付設され、もって、その下流側のサ
ージ圧発生を阻止し、航空機１８側のタンクに至る配管
を保護していた。つまり、航空機１８側のタンクの元弁
を閉止した際、サージコントロールバルブ２０より下
流、つまり航空機１８側の配管にはサージ圧は発生せ
ず、航空機１８側の配管は、急激な圧力上昇による損傷
から保護されていた。To protect the aircraft 18 from such surge pressure, a surge control valve 20 (so-called hose end control valve) is conventionally used.
HECV) was used. That is, servicer 5
A refueling nozzle 17 at the tip of the refueling hose 16 is provided with a surge control valve 20 which is a direct-acting pressure reducing valve and has excellent responsiveness and response. The pipes leading to the tank were protected. That is, when the main valve of the tank on the aircraft 18 side is closed, no surge pressure is generated downstream of the surge control valve 20, that is, the piping on the aircraft 18 side, and the piping on the aircraft 18 side is damaged by a rapid pressure increase. Was protected from.
【０００６】ところで、従来用いられていたサージコン
トロールバルブ２０（ＨＥＣＶ）は、図８の側断面図に
示したようになっていた。まず、図示の給油中におい
て、燃料油は、開のサージコントロールバルブ２０を、
１次側２１から２次側２２へと流れている。次に、航
空機１８側のタンクの元弁が閉止され始めると、サージ
コントロールバルブ２０の弁傘たるポペット部２３に、
２次側２２の燃料油にて圧が加わり、スプリング２４
は、図示の実線表示の状態から後退する。 つまり、このスプリング２４のスプリング力をＦ、２
次側２２での燃料油の圧をＰｅ、ポペット部２３の断面
積をＳｅとすると、Ｆ≦ＰｅＳｅの状態となると、ポペ
ット部２３が１次側２１方向（図面上では想像線にて示
したように、左側）へと後退し、ポペット部２３に一体
設された弁開閉ピストン２５が、図示の開位置から閉位
置へと移動する。Meanwhile, the surge control valve 20 (HECV) conventionally used is as shown in a side sectional view of FIG. First, during the refueling shown in the figure, the fuel oil opens the surge control valve 20,
It flows from the primary side 21 to the secondary side 22. Next, when the main valve of the tank on the side of the aircraft 18 starts to be closed, the poppet 23 serving as the valve head of the surge control valve 20
Pressure is applied by the fuel oil on the secondary side 22 and the spring 24
Retreats from the state shown by the solid line in the figure. That is, the spring force of the spring 24 is F, 2
Assuming that the pressure of the fuel oil on the secondary side 22 is Pe and the cross-sectional area of the poppet part 23 is Se, when F ≦ PeSe, the poppet part 23 moves in the primary 21 direction (shown by an imaginary line in the drawing). (Left side), the valve opening / closing piston 25 integrated with the poppet portion 23 moves from the open position shown to the closed position.
【０００７】そして航空機１８側の元弁が、完全に閉
止されると、ポペット部２３そしてスプリング２４は、
燃料油の圧力にて更に後退し、弁開閉ピストン２５が閉
となり、燃料油の流れは遮断される。 このように、このサージコントロールバルブ２０は、
スプリング２４を利用した直動式の減圧弁よりなり、２
次側２２の圧力が所定圧以上になると絞り始めて閉とな
るので、２次側２２におけるサージ圧発生は阻止され、
下流側の航空機１８の配管は、所期の給油規定圧力の対
応値にて維持される。図中２６は、ポペット部２３と弁
開閉ピストン２５とを連結する翼部、２７は、スプリン
グ２４を収納するエアー室、２８はその空気孔、２９
は、ポペット部２３のエアー室２７内へのガイド部であ
る。When the main valve on the aircraft 18 side is completely closed, the poppet 23 and the spring 24
The valve is further retracted by the pressure of the fuel oil, the valve opening / closing piston 25 is closed, and the flow of the fuel oil is shut off. Thus, this surge control valve 20
It consists of a direct-acting pressure reducing valve using a spring 24.
When the pressure on the secondary side 22 becomes equal to or higher than a predetermined pressure, the throttle starts to close and closes, so that the generation of surge pressure on the secondary side 22 is prevented,
The piping of the downstream aircraft 18 is maintained at a value corresponding to the desired refueling regulation pressure. In the figure, 26 is a wing connecting the poppet 23 and the valve opening / closing piston 25, 27 is an air chamber for storing the spring 24, 28 is an air hole thereof, 29
Is a guide section of the poppet section 23 into the air chamber 27.
【０００８】[0008]
【発明が解決しようとする課題】ところで、このような
従来例にあっては、次の問題が指摘されていた。第１
に、この従来のサージコントロールバルブ２０（ＨＥＣ
Ｖ）は、スプリング２４のスプリング力Ｆと、２次側２
２における燃料油の圧力との直接的釣合により、その制
御圧力が決定される方式よりなる。そこで、この従来の
サージコントロールバルブ２０を、もしも図４に示した
給油ノズル１７付近より上流側に配設したとすると、そ
の配設箇所から下流側の航空機１８の配管に至る圧力損
失に対応できない、という問題が指摘されていた。例え
ば図示によらず、サージコントロールバルブ２０をサー
ビサ５の給油配管１４等の管路に配設しても、その下流
の給油配管１４，中継ホース１５，給油ホース１６等に
て発生する圧力損失を見込んで、その制御圧力を設定す
ることが、できなかった。つまり、このサージコントロ
ールバルブ２０は、スプリング力Ｆと燃料油の圧力との
釣合にて制御圧力が決定されるので、その制御圧力を、
流速の２乗に比例して変化する下流側管路での圧力損失
にて随時補正することが、構造上不可能であった。The following problems have been pointed out in such a conventional example. First
The conventional surge control valve 20 (HEC
V) is the spring force F of the spring 24 and the secondary side 2
The control pressure is determined by a direct balance with the pressure of the fuel oil in Step 2. Therefore, if this conventional surge control valve 20 is disposed upstream from the vicinity of the refueling nozzle 17 shown in FIG. 4, it cannot cope with the pressure loss from the disposition location to the piping of the aircraft 18 on the downstream side. The problem was pointed out. For example, although not shown, even if the surge control valve 20 is disposed in a pipe such as the oil supply pipe 14 of the servicer 5, the pressure loss generated in the oil supply pipe 14, the relay hose 15, the oil supply hose 16 and the like downstream thereof is reduced. In anticipation, the control pressure could not be set. That is, the control pressure of the surge control valve 20 is determined by the balance between the spring force F and the pressure of the fuel oil.
It has been structurally impossible to correct at any time with the pressure loss in the downstream pipeline that changes in proportion to the square of the flow velocity.
【０００９】第２に、このように従来のサージコントロ
ールバルブ２０（ＨＥＣＶ）は、その下流側管路での圧
力損失の補正ができないので、図４に示したように、給
油ホース１６先端の給油ノズル１７付近、つまり航空機
１８側の配管の直前に配設されており、より上流側に配
設されることはなかった。そして、下流側の航空機１８
の配管について、サージ圧発生を阻止して、所定の給油
規定圧力の対応値に維持し、もって航空機１８側の配管
を保護していた。しかしながら、これでは上流側のサー
ビサ５側が保護されない、という問題が指摘されてい
た。すなわち、従来のサージコントロールバルブ２０を
給油ノズル１７付近に配設しただけでは、その上流側の
サービサ５の給油配管１４等にサージ圧が発生し、給油
配管１４や給油機器類１３等が損傷する危険があった。
なお前述したように、サービサ５の給油配管１４に配設
された圧力調整弁９は、応答性・レスポンスが良くな
く、サージ圧には対応困難であった。Second, since the conventional surge control valve 20 (HECV) cannot correct the pressure loss in the downstream pipe line, as shown in FIG. It is arranged near the nozzle 17, that is, immediately before the pipe on the aircraft 18 side, and was not arranged further upstream. And the downstream aircraft 18
With regard to the pipe (1), generation of surge pressure is prevented, and the pipe is maintained at a value corresponding to a predetermined refueling regulation pressure, thereby protecting the pipe on the aircraft 18 side. However, this has raised a problem that the servicer 5 on the upstream side is not protected. That is, simply disposing the conventional surge control valve 20 near the oil supply nozzle 17 generates a surge pressure in the oil supply pipe 14 and the like of the servicer 5 on the upstream side, and damages the oil supply pipe 14 and the oil supply equipment 13. There was danger.
As described above, the pressure regulating valve 9 provided in the oil supply pipe 14 of the servicer 5 has poor responsiveness and response, and is difficult to cope with surge pressure.
【００１０】第３に、そこで従来は図４中に示したよう
に、サービサ５の給油配管１４に、発生したサージ圧を
吸収するアキュームレータ３０が配設されていた。この
アキュームレータ３０は、サージ圧に伴う燃料油を一旦
蓄積すると共に、事後に、付設されたスロップタンク
（図示せず）等へと吐出する。しかしながら、このよう
なアキュームレータ３０では、サージ圧の根本的な解決
とはならず、依然としてサージ圧によるサービサ５の給
油配管１４や給油機器類１３の損傷の危険が残存すると
共に、アキュームレータ３０配設に伴うコストアップ
と、その専用スペース等が問題となっていた。[0010] Thirdly, conventionally, as shown in FIG. 4, an accumulator 30 for absorbing generated surge pressure is provided in the oil supply pipe 14 of the servicer 5. The accumulator 30 temporarily accumulates fuel oil accompanying the surge pressure, and later discharges the fuel oil to an attached slop tank (not shown) or the like. However, such an accumulator 30 does not provide a fundamental solution to the surge pressure, and there is still a risk of damage to the oil supply pipe 14 and the oil supply equipment 13 of the servicer 5 due to the surge pressure. The accompanying cost increase and its dedicated space have been problems.
【００１１】第４に、給油ノズル１７付近に配設された
サージコントロールバルブ２０（ＨＥＣＶ）がもしも故
障すると、サージ圧にて航空機１８側の配管が損傷して
しまう危険があった。つまり、サージコントロールバル
ブ２０の故障に備え、航空機１８側の保護を一層確実化
しておきたい、という要請もあった。Fourth, if the surge control valve 20 (HECV) disposed near the refueling nozzle 17 fails, there is a risk that the surge pressure may damage the piping on the aircraft 18 side. That is, there has been a demand that the protection of the aircraft 18 be further ensured in preparation for the failure of the surge control valve 20.
【００１２】本発明は、このような実情に鑑み、上記従
来例の課題を解決すべくなされたものであって、スプリ
ング，背圧ピストン，弁開閉ピストン等と共に、所定の
差圧発生用の径小流路や差圧ピストンを採用し、給油規
定圧力の対応値を圧力損失対応値で補正するようにした
ことにより、第１に、制御圧力が下流側管路での圧力損
失に応じ自動的に変動し、第２に、もって給油自動車側
の管路に配設でき、第３に、給油自動車のアキュームレ
ータを廃止可能となり、第４に、併用される従来よりの
サージコントロールバルブ（ＨＥＣＶ）の故障にも対応
できる、サージコントロールバルブを提案することを目
的とする。In view of such circumstances, the present invention has been made to solve the above-mentioned problems of the prior art, and includes a spring, a back pressure piston, a valve opening / closing piston, and a predetermined diameter for generating a predetermined differential pressure. First, the control pressure is automatically adjusted according to the pressure loss in the downstream pipe line by adopting a small flow path and differential pressure piston and correcting the corresponding value of the specified oil supply pressure with the corresponding value of the pressure loss. Secondly, it can be disposed in the pipeline on the refueling vehicle side, thirdly, the accumulator of the refueling vehicle can be eliminated, and fourthly, the conventional surge control valve (HECV) used together The purpose is to propose a surge control valve that can respond to failures.
【００１３】[0013]
【課題を解決するための手段】このような課題を解決す
る本発明の技術的手段は、次のとおりである。まず請求
項１については、次のとおり。すなわち、この請求項１
のサージコントロールバルブは、燃料油を給油自動車を
介し航空機に圧送，給油する管路に配設され、下流側の
サージ圧発生を抑えるものである。そして、その制御圧
力が、該航空機側にて要求される給油規定圧力の対応値
に、下流側管路での圧力損失対応値を、加算補正した値
に設定されていること、を特徴とする。The technical means of the present invention for solving such a problem is as follows. First, claim 1 is as follows. That is, this claim 1
The surge control valve is disposed in a pipeline for feeding and supplying fuel oil to an aircraft via a refueling vehicle, and suppresses generation of a surge pressure on the downstream side. Then, the control pressure is set to a value obtained by adding and correcting a value corresponding to a prescribed pressure of refueling required on the aircraft side and a value corresponding to a pressure loss in a downstream pipe. .
【００１４】次に請求項２については、次のとおり。す
なわち、この請求項２のサージコントロールバルブは、
請求項１に記載したサージコントロールバルブであっ
て、径小流路，弁室，弁体，エアー室，スプリング、等
を備えてなる。すなわち、１次側と２次側間に形成さ
れ、該圧力損失対応値に応じた差圧を発生させるための
径小流路と、１次側に全圧導入口にて連通されると共
に、差圧ピストンにて区画され、該径小流路に静圧導入
口にて連通された弁室と、該差圧ピストン，弁棒，背圧
ピストン，弁開閉ピストンを順に備え一体的に移動可能
な弁体と、該弁体の弁棒が移動可能に貫挿されると共に
後端が該背圧ピストンにて閉鎖され、外部への空気孔が
付設されたエアー室と、該エアー室の前端と該背圧ピス
トン間に介装されたスプリングと、を備えてなる。そし
て該差圧ピストンは、該弁室内を移動可能であると共
に、該全圧導入口よりの圧と該静圧導入口よりの圧との
差圧に対応した押圧力を受ける。該背圧ピストンは、後
部が２次側に面し移動可能である。該弁開閉ピストン
は、該径小流路と２次側間を開閉すべく移動可能であ
る。該スプリングは、スプリング力が該給油規定圧力の
対応値に設定されていること、を特徴とする。Next, claim 2 is as follows. That is, the surge control valve according to claim 2 is
The surge control valve according to claim 1, comprising a small diameter flow path, a valve chamber, a valve body, an air chamber, a spring, and the like. That is, the small-diameter flow path formed between the primary side and the secondary side and for generating a differential pressure corresponding to the pressure loss corresponding value is communicated with the primary side at the full pressure introduction port, A valve chamber partitioned by a differential pressure piston and communicated with the small-diameter flow path at a static pressure introduction port, and the differential pressure piston, a valve rod, a back pressure piston, and a valve opening / closing piston are sequentially movable. A valve body, a valve stem of the valve body is movably inserted therethrough, a rear end is closed by the back pressure piston, an air chamber provided with an air hole to the outside, and a front end of the air chamber. A spring interposed between the back pressure pistons. The differential pressure piston is movable in the valve chamber and receives a pressing force corresponding to a differential pressure between the pressure from the total pressure inlet and the pressure from the static pressure inlet. The back pressure piston is movable with its rear portion facing the secondary side. The valve opening / closing piston is movable to open and close between the small diameter flow path and the secondary side. The spring is characterized in that a spring force is set to a value corresponding to the specified oil supply pressure.
【００１５】次に請求項３については、次のとおり。す
なわち、この請求項３のサージコントロールバルブは、
請求項１又は２に記載したサージコントロールバルブで
あって、インテークホース先端のインテークカプラ付近
を含む、該給油自動車の上流側の管路に配設されている
こと、を特徴とする。請求項４については、次のとお
り。すなわち、この請求項４のサージコントロールバル
ブは、請求項１又は２に記載したサージコントロールバ
ルブであって、空港に設けられたハイドラント給油装置
の管路に配設されていること、を特徴とする。該ハイド
ラント給油装置は、貯溜タンクからポンプにて燃料油を
圧送し、該管路の末端にて、給油自動車のインテークホ
ース先端のインテークカプラに接続可能となっている。Next, claim 3 is as follows. That is, the surge control valve according to claim 3 is
3. The surge control valve according to claim 1, wherein the surge control valve is disposed in a pipeline upstream of the refueling vehicle, including a portion near an intake coupler at a tip of an intake hose. 4. Claim 4 is as follows. That is, the surge control valve according to the fourth aspect is the surge control valve according to the first or second aspect, wherein the surge control valve is disposed in a pipeline of a hydrant refueling device provided at an airport. . The hydrant refueling device pumps fuel oil from a storage tank by a pump, and can be connected to an intake coupler at a tip of an intake hose of a refueling vehicle at an end of the pipeline.
【００１６】このサージコントロールバルブは、このよ
うになっているので、次のようになる。 このコントロールバルブの制御圧力は、航空機側にて
要求される給油規定圧力の対応値に、下流側管路での圧
力損失対応値を、加算補正した値に設定されており、下
流側管路での圧力損失に対応して自動的に変動する。 具体的には、径小流路から静圧導入口を介し弁室に導
かれる静圧は、流速の２乗に反比例するので、全圧導入
口を介し弁室に導入される１次側の圧との差も変化す
る。 つまり、流速の２乗に比例する下流側管路での圧力損
失対応値に応じて、径小流路の動圧が変化し、静圧は反
比例する。そこで、この静圧と１次側の全圧との前後の
差圧に対応した押圧力が、差圧ピストンに作用し、弁開
閉ピストンを開に維持させる力が増強される。このよう
にして、圧力損失対応値にて加算補正された制御圧力が
得られるようになっている。 まず給油中において、航空機側のタンクの元弁やサー
ジコントロールバルブは、全開となっており、燃料油
は、１次側から径小流路を介し２次側へと流れている。 給油中に流速が大となり、下流側管路での圧力損失が
大となった場合は、前述した，，により、差圧ピ
ストンの押圧力も大となりスプリングの付勢力に加算さ
れるので、弁開閉ピストンは開位置を維持する。サージ
コントロールバルブは全開を維持し、給油中に閉となる
ことはない。The surge control valve has the following configuration. The control pressure of this control valve is set to a value obtained by adding and correcting the value corresponding to the refueling regulation pressure required on the aircraft side and the value corresponding to the pressure loss in the downstream pipe. Fluctuates automatically in response to the pressure loss of Specifically, since the static pressure guided from the small-diameter flow path to the valve chamber via the static pressure inlet is inversely proportional to the square of the flow velocity, the primary pressure introduced into the valve chamber via the total pressure inlet is The difference from the pressure also changes. In other words, the dynamic pressure of the small-diameter flow path changes in accordance with the pressure loss corresponding value in the downstream pipe, which is proportional to the square of the flow velocity, and the static pressure is inversely proportional. Therefore, the pressing force corresponding to the differential pressure before and after the static pressure and the total pressure on the primary side acts on the differential pressure piston, and the force for keeping the valve opening / closing piston open is increased. In this way, a control pressure that has been added and corrected with the pressure loss corresponding value can be obtained. First, during refueling, the main valve and surge control valve of the tank on the aircraft side are fully open, and fuel oil flows from the primary side to the secondary side via a small-diameter flow path. When the flow velocity becomes large during refueling and the pressure loss in the downstream pipe becomes large, the pressure of the differential pressure piston becomes large and is added to the biasing force of the spring due to the above factors. The open / close piston maintains the open position. The surge control valve remains fully open and does not close during refueling.
【００１７】次に、給油終了に際し、航空機側の元弁
が閉じ始められ流速が次第に小となると、前述した，
，により、サージコントロールバルブの差圧ピスト
ンの押圧力は次第に小となる。そして２次側の圧によ
り、背圧ピストンを介しスプリングや差圧ピストンが逆
方向への押圧力を受けて後退し、弁開閉ピストンが閉位
置へと移動を開始する。もって、２次側そして下流側の
圧の上昇は避けられる。 航空機側の元弁が完全に閉止されると同時に、サージ
コントロールバルブも完全に閉となる。弁開閉ピストン
が閉位置となり、燃料油の流れが遮断される。 このようにして、サージコントロールバルブより下流
の管路は、サージ圧の発生が阻止され、航空機側にて要
求される給油規定圧力の対応値にて、平衡状態となる。Next, at the end of refueling, when the main valve on the aircraft side begins to close and the flow velocity gradually decreases, as described above,
, The pressing force of the differential pressure piston of the surge control valve becomes gradually smaller. Then, due to the pressure on the secondary side, the spring or the differential pressure piston receives the pressing force in the reverse direction via the back pressure piston and retreats, and the valve opening / closing piston starts to move to the closed position. Thus, an increase in the secondary and downstream pressures is avoided. At the same time as the main valve on the aircraft side is completely closed, the surge control valve is also completely closed. The valve opening / closing piston is in the closed position, and the flow of the fuel oil is shut off. In this way, the pipeline downstream of the surge control valve is prevented from generating surge pressure, and is brought into an equilibrium state at a value corresponding to the specified refueling pressure required on the aircraft side.
【００１８】[0018]
【発明の実施の形態】以下本発明を、図面に示す発明の
実施の形態に基づいて、詳細に説明する。図１，図２，
図３，図４，図５，図６，図７等は、本発明の実施の形
態の説明に供する。そして図１，図２は、本発明のサー
ジコントロールバルブの側断面図であり、図１は開の状
態を示し、図２は閉の状態を示す。図３は正断面図であ
り、２次側の要部を示す。図４は管路説明図であり、主
にサービサの管路を示す。図５は側面説明図であり、給
油自動車による給油状態を示す。図６は正面説明図であ
り、サービサによる給油状態を、ハイドラント給油装置
の管路と共に示す。図７はグラフであり、サージコント
ロールバルブにおける流量と制御圧力との関係を示す。DETAILED DESCRIPTION OF THE PREFERRED EMBODIMENTS Hereinafter, the present invention will be described in detail based on embodiments of the invention shown in the drawings. FIG. 1, FIG. 2,
3, 4, 5, 6, 7, etc. are provided for describing the embodiment of the present invention. 1 and 2 are side sectional views of the surge control valve of the present invention. FIG. 1 shows an open state, and FIG. 2 shows a closed state. FIG. 3 is a front sectional view showing a main part on the secondary side. FIG. 4 is an explanatory view of the pipeline, and mainly shows the pipeline of the servicer. FIG. 5 is an explanatory side view showing a refueling state by a refueling vehicle. FIG. 6 is an explanatory front view showing a state of refueling by a servicer together with a pipeline of a hydrant refueling device. FIG. 7 is a graph showing the relationship between the flow rate and the control pressure in the surge control valve.
【００１９】まず、図５，図６により、給油自動車につ
いて一般的に説明しておく。給油自動車では、燃料油
を、給油機器類１３が配された給油配管１４を経た後、
昇降可能なリフター３１上から、先端に給油ノズル１７
を備えた給油ホース１６にて、航空機１８に対し、その
給油口３２を介して圧送，給油する。このような給油自
動車としては、図示のように、地下のハイドラント配管
３３を介して圧送された燃料油を取り入れて圧送，給油
するタイプのサービサ５と、これとは異なり、車載のタ
ンクに積載した燃料油を車載のポンプにて圧送，給油す
るタイプのもの、とがある。First, a refueling vehicle will be generally described with reference to FIGS. In a refueling vehicle, after the fuel oil passes through a refueling pipe 14 in which refueling equipment 13 is arranged,
From the lifter 31 that can be raised and lowered, the refueling nozzle 17
Is supplied to the aircraft 18 via a fueling port 32 and refueled. As shown in the figure, a servicer 5 of the type that takes in fuel oil pumped through an underground hydrant pipe 33 and feeds and refuels the fueled vehicle, as shown in FIG. There is a type in which fuel oil is pumped and supplied by a vehicle-mounted pump.
【００２０】図５，図６に示したサービサ５タイプの給
油自動車について、更に詳述する。空港付近には、ハイ
ドラント給油装置１が設けられており、その貯溜タンク
３４からポンプ３５にて圧送された燃料油は、空港地下
のハイドラント配管３３を経た後、駐機場近くの地下ピ
ット給油口３６のハイドラントバルブ２に至る。図６
中、３７はストレーナであり、貯溜タンク３４から供給
される燃料油を濾過する。３８はフィルターセパレータ
であり、ポンプ３５にて圧送される燃料油を清浄化す
る。３９はショックアリビエーターであり、４０はエマ
ージェンシースイッチである。The servicer 5 type refueling vehicle shown in FIGS. 5 and 6 will be described in further detail. A hydrant refueling device 1 is provided near the airport. Fuel oil pumped by a pump 35 from a storage tank 34 passes through a hydrant pipe 33 under the airport, and then is filled with an underground pit refueling port 36 near a parking lot. To the hydrant valve 2. FIG.
Reference numeral 37 denotes a strainer for filtering fuel oil supplied from the storage tank 34. Reference numeral 38 denotes a filter separator, which cleans fuel oil pumped by the pump 35. Reference numeral 39 denotes a shock arbitrator, and reference numeral 40 denotes an emergency switch.
【００２１】そして、サービサ５に車載されていた受入
ホースたるインテークホース４の先端が、インテークカ
プラ３を介し、ハイドラントバルブ２に接続，結合さ
れ、もって、ハイドラント配管３３にて圧送されてきた
燃料油が、インテークホース４を介し、サービサ５の機
械室４１の給油配管１４（図４を参照）へと、取り入れ
られる。この機械室４１の給油配管１４には、上流側か
ら下流側に向け各種の給油機器類１３が、順に設けられ
ている。そこで、取り入れられた燃料油は、このような
機械室４１の給油配管１４そして給油機器類１３を通過
することにより、濾過され清浄化されると共に、所定の
給油圧力，流量，流速へと調整される。The tip of the intake hose 4, which is a receiving hose mounted on the servicer 5, is connected and coupled to the hydrant valve 2 via the intake coupler 3, and the fuel oil pressure-fed through the hydrant pipe 33. Is taken into the oil supply pipe 14 (see FIG. 4) of the machine room 41 of the servicer 5 via the intake hose 4. In the oil supply pipe 14 of the machine room 41, various oil supply devices 13 are sequentially provided from the upstream side to the downstream side. Therefore, the taken-in fuel oil is filtered and purified by passing through the oil supply pipe 14 and the oil supply equipment 13 of the machine room 41, and is adjusted to predetermined oil supply pressure, flow rate, and flow velocity. You.
【００２２】それから燃料油は、デッキホースたる給油
ホース１６を介し、その先端の給油ノズル１７にて、航
空機１８に圧送，給油される。すなわち、サービサ５の
機械室４１の例えば後部の車台フレーム４２上には、リ
フト機構４３にて昇降可能に、給油用の作業台たるリフ
ター３１が搭載されている。リフター３１は、給油に際
し作業者４４を載せて、空港の駐機場に駐機した航空機
１９の翼４５下面の給油口３２直下まで上昇される。そ
して作業者４４は、給油ホース１６の先端の給油ノズル
１７を、航空機１９の翼４５の下面の給油口３２に、接
続，結合して給油作業を行う。なお、航空機１９側の燃
料タンクは、翼４５内に配設されると共に複数のタンク
４６に分割されている場合が多く、このような燃料タン
クの各タンク４６は、それぞれ元弁４７を備えてなると
共に、配管４８を介し給油口３２に接続されている。図
５中、４９はサービサ５の運転室である。サービサ５タ
イプの給油自動車は、一般的にこのようになっている。Then, the fuel oil is pumped and supplied to the aircraft 18 via a fuel hose 16 as a deck hose and a fuel nozzle 17 at the tip thereof. That is, the lifter 31, which is a working table for refueling, is mounted on the machine frame 41 of the servicer 5, for example, on a chassis frame 42 at a rear portion so as to be able to move up and down by a lift mechanism 43. The lifter 31 carries a worker 44 upon refueling, and is lifted to a position immediately below the refueling port 32 on the lower surface of the wing 45 of the aircraft 19 parked at the airport parking lot. Then, the worker 44 connects and connects the refueling nozzle 17 at the tip of the refueling hose 16 to the refueling port 32 on the lower surface of the wing 45 of the aircraft 19 to perform refueling work. In many cases, the fuel tank on the aircraft 19 side is disposed in the wing 45 and divided into a plurality of tanks 46. Each of the tanks 46 of such a fuel tank includes a main valve 47. And is connected to the fuel supply port 32 via a pipe 48. In FIG. 5, reference numeral 49 denotes a cab of the servicer 5. This is generally the case for servicer 5 type refueling vehicles.
【００２３】次に図４により、サービサ５の給油配管１
４や給油機器類１３等について述べておく。給油配管１
４は、上流側が、スイベルジョイント６を介しインテー
クホース４に接続されており、下流側が、スイベルジョ
イント６，中継ホース１５，スイベルジョイント６，弁
７，スイベルジョイント６等を介し、給油ホース１６に
接続されている。そして、機械室４１内の給油配管１４
には、上流側から下流側に向け、弁７，ラインストレー
ナ８，圧力調整弁９，フィルターセパレータ１０，流量
計１１，弁７，ベンチュリー１２等の給油機器類１３
が、順に設けられている。Next, referring to FIG. 4, the oil supply pipe 1 of the servicer 5 will be described.
4 and refueling equipment 13 will be described. Oil supply piping 1
The upstream side 4 is connected to the intake hose 4 via the swivel joint 6, and the downstream side is connected to the refueling hose 16 via the swivel joint 6, the relay hose 15, the swivel joint 6, the valve 7, the swivel joint 6, and the like. Have been. The oil supply pipe 14 in the machine room 41
In order from upstream to downstream, lubrication equipment 13 such as valve 7, line strainer 8, pressure regulating valve 9, filter separator 10, flow meter 11, valve 7, venturi 12, etc.
Are provided in order.
【００２４】ラインストレーナ８は、取り入れられた燃
料油を濾過し、フィルターセパレータ１０は、燃料油を
清浄化し、各弁７は、それぞれ手動操作される。ベンチ
ェリー１２は、燃料油の圧を補正すると共に、圧力変化
を検出し、そのセンシリング信号をパイロットバルブ１
９で増幅制御して、圧力調整弁９の絞り度を設定変更せ
しめる。圧力調整弁９は、このように絞り度を設定変更
することにより燃料油の圧を調整すると共に、図示例で
は、給油配管１４を開閉するコントロール弁として用い
られている。なおサービサ５の管路は、このような給油
配管１４のほか、インテークホース４，中継ホース１
５，給油ホース１６等にて、構成されている。給油配管
１４や給油機器類１３は、一般的にこのようになってい
る。The line strainer 8 filters the introduced fuel oil, the filter separator 10 cleans the fuel oil, and each valve 7 is manually operated. The venturi 12 corrects the pressure of the fuel oil, detects a change in the pressure, and sends the sensible signal to the pilot valve 1.
At 9, the amplification is controlled to change the setting of the throttle degree of the pressure regulating valve 9. The pressure adjusting valve 9 adjusts the pressure of the fuel oil by setting and changing the degree of throttle in this way, and is used as a control valve for opening and closing the oil supply pipe 14 in the illustrated example. In addition to the oil supply pipe 14, the service hose 5 has an intake hose 4, a relay hose 1, and the like.
5, the fuel supply hose 16 and the like. The oil supply pipe 14 and the oil supply equipment 13 are generally configured as described above.
【００２５】以下、本発明のサージコントロールバルブ
５０について、説明する。まず、図４，図５，図６中に
示したように、このサージコントロールバルブ５０は、
サービサ５等の給油自動車の上流側の管路、例えば、イ
ンテークホース４先端のインテークカプラ３付近に配設
される。更に、このサージコントロールバルブ５０は、
ハイドラント給油装置１の管路、例えば、ハイドラント
配管３３末端のハイドラントバルブ２付近や、ハイドラ
ント配管３３の途中に配設することも可能である。前述
したようにハイドラント給油装置１は、貯溜タンク３４
からポンプ３５にて燃料油を圧送し、その管路たるハイ
ドラント配管３３の末端のハイドラントバルブ２にて、
給油自動車たるサービサ５のインテークホース４のイン
テークカプラ３に接続される。ところで、このような各
サージコントロールバルブ５０は、例えば単独で選択使
用されるが、これによらず併存して用いることも可能で
ある。又、図４，図５，図６中に示したように、このサ
ージコントロールバルブ５０と、給油ノズル１７に配設
される従来より用いられていたサージコントロールバル
ブ２０（ＨＥＣＶ）とは、併存して使用される。Hereinafter, the surge control valve 50 of the present invention will be described. First, as shown in FIGS. 4, 5, and 6, this surge control valve 50 is
It is arranged in the pipeline on the upstream side of the refueling vehicle such as the servicer 5, for example, near the intake coupler 3 at the tip of the intake hose 4. Further, this surge control valve 50
It is also possible to arrange the pipe in the hydrant refueling device 1, for example, near the hydrant valve 2 at the end of the hydrant pipe 33 or in the middle of the hydrant pipe 33. As described above, the hydrant refueling device 1 includes the storage tank 34.
From the pump oil by the pump 35, and at the hydrant valve 2 at the end of the hydrant pipe 33,
It is connected to intake coupler 3 of intake hose 4 of servicer 5 as a refueling vehicle. By the way, each of such surge control valves 50 is selected and used independently, for example, but it is also possible to use them together. As shown in FIGS. 4, 5, and 6, the surge control valve 50 and the conventionally used surge control valve 20 (HECV) provided in the refueling nozzle 17 coexist. Used.
【００２６】以下、図１，図２，図３により、このよう
なサージコントロールバルブ５０の構成等について、詳
述する。このサージコントロールバルブ５０は、燃料油
を、サービサ５等の給油自動車を介し航空機１８に圧
送，給油する管路に配設され、下流側のサージ圧発生を
抑える。そして、その制御圧力Ｐ３が、航空機１８側に
て要求される給油規定圧力の対応値Ｐ４に、流速Ｖの２
乗に比例した下流側管路での圧力損失対応値ΔＰを、加
算補正した値に設定されている。そこで、このサージコ
ントロールバルブ５０は、次の径小流路５１、弁室５
２、弁体５３、エアー室５４、スプリング５５、弁室５
２に付設される全圧導入口５６や静圧導入口５７、弁体
５３を構成する差圧ピストン５８、等を備えてなる。The structure of the surge control valve 50 will be described below in detail with reference to FIGS. The surge control valve 50 is disposed in a pipeline for feeding and supplying fuel oil to the aircraft 18 via a refueling vehicle such as the servicer 5 to suppress generation of a surge pressure on the downstream side. Then, the control pressure P 3 is added to the corresponding value P 4 of the refueling regulation pressure required on the aircraft 18 side by 2
The value ΔP corresponding to the pressure loss in the downstream pipe in proportion to the power is set to a value obtained by adding and correcting. Therefore, the surge control valve 50 is provided with the following small-diameter flow path 51 and valve chamber 5.
2, valve body 53, air chamber 54, spring 55, valve chamber 5
2, a total pressure introduction port 56, a static pressure introduction port 57, a differential pressure piston 58 constituting the valve body 53, and the like.
【００２７】これらについて述べると、まず径小流路５
１は、１次側２１と２次側２２間に形成され、圧力損失
対応値ΔＰに対応した差圧を発生させるために用いられ
る。すなわち、サージコントロールバルブ５０の径小流
路５１は、外側のケーシングＣと内側の前部内部隔壁５
９，後部内部隔壁６０との間に、隙間として周設されて
おり、１次側２１や２次側２２の口径より小さな口径に
形成されると共に、１次側２１と２次側２２間を連通す
べく両者間に一体的に介装されている。圧送，給油され
る燃料油は、サージコントロールバルブ５０が開の場
合、１次側２１からこの径小流路５１を介し２次側２２
へと流れる。径小流路５１の口径つまり断面積Ｓ２の設
定については、後述する。径小流路５１は、このように
なっている。To describe these, first, the small diameter channel 5
1 is formed between the primary side 21 and the secondary side 22, and is used to generate a differential pressure corresponding to the pressure loss corresponding value ΔP. That is, the small-diameter flow path 51 of the surge control valve 50 is formed by the outer casing C and the inner front inner partition wall 5.
9. A gap is provided between the rear side inner partition wall 60 and the primary side 21 and the secondary side 22. The gap between the primary side 21 and the secondary side 22 is smaller than that of the primary side 21 and the secondary side 22. It is interposed integrally between the two for communication. When the surge control valve 50 is open, the fuel oil to be pumped and supplied from the primary side 21 through the small-diameter flow path 51 to the secondary side 22.
Flows to The setting of the diameter, i.e. the cross-sectional area S 2 of the small diameter passage 51 will be described later. The small-diameter flow path 51 is configured as described above.
【００２８】次に弁室５２は、１次側２１に全圧導入口
５６にて連通されると共に、差圧ピストン５８にて区画
され、径小流路５１に静圧導入口５７にて連通されてい
る。すなわち弁室５２は、サージコントロールバルブ５
０の中央部において、内部隔壁５９や後部内部隔壁６０
にて囲まれた内部に形成されている。全圧導入口５６
は、内部隔壁５９の上流側の中央に前後方向に沿って形
成された長穴よりなり、前端が、１次側２１の中央部に
開口すると共に、後端が、弁室５２の前端中央に開口し
ている。もって、この全圧導入口５６により、１次側２
１の燃料油について、その全圧が弁室５２内の前部に導
入される。静圧導入口５７は、前部内部隔壁５９と後部
内部隔壁６０の境目付近において、弁室５２の周側面後
端と径小流路５１内周面とを連通すべく、図示例ではス
リット状に周設されている。もって、この静圧導入口５
７により、径小流路５１を流れる燃料油について、その
静圧が弁室５２内の後部に導入される。Next, the valve chamber 52 communicates with the primary side 21 at a total pressure introduction port 56, is partitioned by a differential pressure piston 58, and communicates with the small-diameter flow path 51 at a static pressure introduction port 57. Have been. That is, the valve chamber 52 is provided with the surge control valve 5.
0, the inner partition wall 59 and the rear inner partition wall 60
It is formed inside surrounded by. Total pressure inlet 56
Consists of an elongated hole formed in the center on the upstream side of the internal partition wall 59 along the front-rear direction. The front end is opened at the center of the primary side 21 and the rear end is located at the center of the front end of the valve chamber 52. It is open. Therefore, the total pressure inlet 56 allows the primary side 2
The total pressure of one fuel oil is introduced into the front part in the valve chamber 52. In the illustrated example, the static pressure introduction port 57 has a slit-like shape in order to communicate the rear end of the peripheral side surface of the valve chamber 52 and the inner peripheral surface of the small-diameter flow passage 51 near the boundary between the front inner partition wall 59 and the rear inner partition wall 60. It is installed around. Therefore, this static pressure inlet 5
7, the static pressure of the fuel oil flowing through the small-diameter flow path 51 is introduced into the rear part of the valve chamber 52.
【００２９】又、弁室５２内には差圧ピストン５８が配
されており、この差圧ピストン５８は、前部内部隔壁５
９の内周面に摺接、摺動しつつ、上流側と下流側とに弁
室５２内を移動可能であると共に、弁室５２内を、上流
側の全圧導入口５６に連通される前部と、下流側の静圧
導入口５７に連通する後部とに、区画している。そし
て、差圧ピストン５８は、このように弁室５２内を移動
可能であると共に、全圧導入口５６よりの圧Ｐ１と静圧
導入口５２よりの圧Ｐ２との差圧に対応した押圧力を受
ける。すなわち差圧ピストン５８は、サージコントロー
ルバルブ５０が開の場合において、１次側２１の全圧Ｐ
１と、径小流路５１からの静圧Ｐ２との差圧に基づき、
その差圧に対応した下流方向への押圧力を受け、下流側
の後部内部隔壁６０へと押し付けられるようになってい
る（図１を参照）。これに対し、サージコントロールバ
ルブ５０が閉の場合においては、差圧は０であり押圧力
は生じないと共に、差圧ピストン５８は、上流側の前部
内部隔壁５９へと押し付けられる（図２を参照）。前部
内部隔壁５９内周つまり差圧ピストン５８の断面積Ｓ１
については、後述する。弁室５２は、このようになって
いる。A differential pressure piston 58 is disposed in the valve chamber 52. The differential pressure piston 58
9 is movable in the valve chamber 52 between the upstream side and the downstream side while sliding and sliding on the inner peripheral surface of the valve 9, and the inside of the valve chamber 52 is communicated with the total pressure introduction port 56 on the upstream side. It is divided into a front part and a rear part communicating with the static pressure introduction port 57 on the downstream side. The differential pressure piston 58 can move in the valve chamber 52 as described above, and corresponds to the differential pressure between the pressure P 1 from the total pressure inlet 56 and the pressure P 2 from the static pressure inlet 52. Receives pressing force. That is, when the surge control valve 50 is open, the differential pressure piston 58
1 and the pressure difference between the static pressure P 2 from the small-diameter flow path 51 and
It receives a pressing force in the downstream direction corresponding to the differential pressure and is pressed against the rear inner partition wall 60 on the downstream side (see FIG. 1). On the other hand, when the surge control valve 50 is closed, the differential pressure is 0 and no pressing force is generated, and the differential pressure piston 58 is pressed against the upstream front inner partition wall 59 (see FIG. 2). reference). Inner circumference of front inner partition wall 59, that is, sectional area S 1 of differential pressure piston 58
Will be described later. The valve chamber 52 is configured as described above.
【００３０】次に、弁体５３は、このような差圧ピスト
ン５８と共に、弁棒６１，背圧ピストン６２，弁開閉ピ
ストン６３等を順に備え、一体的に移動可能となってい
る。すなわち弁体５３は、上流側から下流側に向け、差
圧ピストン５８，弁棒６１，背圧ピストン６２，弁開閉
ピストン６３等が、一体的に固定されている。これら
は、適宜相互間を一体設するようにしてもよい。弁棒６
１は、前端が、弁室５２において差圧ピストン５８に固
定されると共に、後部内部隔壁６０の前端部に形成され
た貫通穴６４を貫挿されて、下流側の次に述べるエアー
室５４内へと挿通され、後端が、背圧ピストン６２に固
定されている。背圧ピストン６２は、前端がエアー室５
４に面すると共に、後部が、２次側２２内に突出してい
る。６５はガイド部であり、筒状をなし、背圧ピストン
６２の前端周縁からエアー室５４内へと突設されてお
り、エアー室５４を形成する後部内部隔壁６０内面に、
摺接，摺動可能となっている。Next, the valve body 53 is provided with such a differential pressure piston 58, a valve rod 61, a back pressure piston 62, a valve opening / closing piston 63, and the like in this order, and is integrally movable. That is, in the valve body 53, the differential pressure piston 58, the valve rod 61, the back pressure piston 62, the valve opening / closing piston 63, and the like are integrally fixed from the upstream side to the downstream side. These may be appropriately provided integrally with each other. Stem 6
1 has a front end fixed to the differential pressure piston 58 in the valve chamber 52 and a through hole 64 formed in the front end of the rear inner partition wall 60, so that the air chamber 54 described below on the downstream side And a rear end thereof is fixed to the back pressure piston 62. The back pressure piston 62 has a front end in the air chamber 5.
4 and projecting rearward into the secondary side 22. Reference numeral 65 denotes a guide portion, which is formed in a tubular shape and protrudes from the front end periphery of the back pressure piston 62 into the air chamber 54, and is provided on the inner surface of the rear inner partition wall 60 forming the air chamber 54,
Sliding and sliding are possible.
【００３１】背圧ピストン６２の後部は、２次側２２内
において、翼部６６を介し弁開閉ピストン６３に、連結
固定又は一体設されている（図３を参照）。背圧ピスト
ン６２の断面積Ｓ３については、後述する。翼部６６は
細棒状をなし、図示例では４本が、背圧ピストン６２の
後部と、弁開閉ピストン６３の後部間に介装されてお
り、各翼部６６の間に、２次側２２の流路が形成されて
いる。弁開閉ピストン６３は、ケーシングＣ内周面に沿
って摺接，摺動可能となっており、径小流路５１と２次
側２２間を開閉すべく移動可能である。すなわち弁開閉
ピストン６３は、径小流路５１と２次側２２間を開とし
サージコントロールバルブ５０を開とする開位置（図１
を参照）と、径小流路５１と２次側２２間を閉としサー
ジコントロールバルブ５０を閉とする閉位置（図２を参
照）とに、移動可能となっている。弁体５３は、このよ
うな差圧ピストン５８，弁棒６１，背圧ピストン６２，
弁開閉ピストン６３等を、一体的に移動可能に備えてな
る。弁体５３は、このようになっている。The rear part of the back pressure piston 62 is fixedly connected to or integrated with the valve opening / closing piston 63 via the wing 66 in the secondary side 22 (see FIG. 3). For the cross-sectional area S 3 of the back pressure piston 62 will be described later. The wings 66 have a thin rod shape, and four wings 66 are interposed between the rear part of the back pressure piston 62 and the rear part of the valve opening / closing piston 63 in the illustrated example. Are formed. The valve opening / closing piston 63 is slidable and slidable along the inner peripheral surface of the casing C, and is movable to open and close between the small-diameter flow path 51 and the secondary side 22. That is, the valve opening / closing piston 63 opens between the small diameter flow path 51 and the secondary side 22 and opens the surge control valve 50 (FIG. 1).
) And a closed position (see FIG. 2) in which the surge control valve 50 is closed by closing the small-diameter flow path 51 and the secondary side 22. The valve element 53 includes such a differential pressure piston 58, a valve rod 61, a back pressure piston 62,
The valve opening / closing piston 63 and the like are provided so as to be integrally movable. The valve element 53 is configured as described above.
【００３２】次に、エアー室５４は、弁体５３の弁棒６
１が移動可能に貫通されると共に、後端６７が背圧ピス
トン６２にて閉鎖され、外部への空気孔６８が付設され
ている。すなわちエアー室５４は、後部内部隔壁６０内
に穴状に形成されると共に、開口状の後端６７が、上流
下流方向へと移動可能な背圧ピストン６２の前端にて閉
鎖され、もって空間として形成されている。又、外部へ
の空気孔６８が、後部内部隔壁６０から一部連接された
ケーシングＣにかけて穿設されており、もってエアー室
５４は常時、外部に連通されている。エアー室５４は、
背圧ピストン６２の上流下流方向への移動により体積が
増減するが、このような増減は、空気孔６８からのエア
ーの吸排気により可能となっている。エアー室５４は、
このようになっている。Next, the air chamber 54 is provided with the valve rod 6 of the valve body 53.
1 is movably penetrated, the rear end 67 is closed by the back pressure piston 62, and an air hole 68 to the outside is provided. That is, the air chamber 54 is formed in the rear inner partition wall 60 in a hole shape, and the open rear end 67 is closed at the front end of the back pressure piston 62 that can move in the upstream and downstream directions. Is formed. An air hole 68 to the outside is formed from the rear inner partition wall 60 to the partially connected casing C, so that the air chamber 54 is always in communication with the outside. The air chamber 54
The volume increases or decreases due to the movement of the back pressure piston 62 in the upstream / downstream direction. Such an increase / decrease is made possible by the suction and exhaust of air from the air holes 68. The air chamber 54
It looks like this.
【００３３】次に、スプリング５５は、エアー室５４の
前端６９と、背圧ピストン６２間に介装されている。す
なわちスプリング５５は、エアー室５４の前端６９を形
成する後部内部隔壁６０の前端部と、上流下流方向へ移
動可能でエアー室５４の後端６７を形成する背圧ピスト
ン６２の前端との間に、弾発状態にて介装されている。
このスプリング５５のスプリング力Ｆは、航空機１８側
の給油規定圧力の対応値Ｐ４に設定されている。すなわ
ち、スプリング５５のスプリング力Ｆにより、背圧ピス
トン６２，翼部６６を介し、弁開閉ピストン６３は、給
油中は図１に示したように開位置となっている。これに
対し給油終了に際し、Ｆ≦Ｐ３Ｓ３の状態となると、つ
まり背圧ピストン６２の断面積Ｓ３あたりの２次側２２
の制御圧力Ｐ３が、スプリング力Ｆ以上となると、スプ
リング５５は１次側２１方向へと後退し、背圧ピストン
６２，翼部６６を介し弁開閉ピストン６３は、図２に示
したように閉位置に移動する。このようにして、このサ
ージコントロールバルブ５０は、２次側２２の圧が所定
圧以上となると、絞り始めて閉となる。スプリング５５
のスプリング力Ｆは、このように設定されている。これ
らの詳細については後述する。スプリング５５は、この
ようになっている。Next, the spring 55 is interposed between the front end 69 of the air chamber 54 and the back pressure piston 62. That is, the spring 55 is provided between the front end of the rear inner partition wall 60 forming the front end 69 of the air chamber 54 and the front end of the back pressure piston 62 movable upstream and downstream and forming the rear end 67 of the air chamber 54. , It is interposed in a pop-up state.
Spring force F of the spring 55 is set to a corresponding value P 4 refueling specified pressure of the aircraft 18 side. That is, due to the spring force F of the spring 55, the valve opening / closing piston 63 is in the open position as shown in FIG. 1 during refueling via the back pressure piston 62 and the wing 66. On the other hand, at the end of refueling, when F ≦ P 3 S 3 , that is, the secondary side 22 per cross-sectional area S 3 of the back pressure piston 62
Control pressure P 3, when the spring force F or more, the spring 55 is retracted to the primary side 21 direction, the back pressure piston 62, valve via the wings 66 closing piston 63, as shown in FIG. 2 Move to closed position. Thus, when the pressure on the secondary side 22 becomes equal to or higher than the predetermined pressure, the surge control valve 50 starts to be throttled and closes. Spring 55
Is set as described above. Details of these will be described later. The spring 55 is configured as described above.
【００３４】このサージコントロールバルブ５０は、こ
のような径小流路５１、弁室５２、差圧ピストン５８と
弁棒６１と背圧ピストン６２と弁開閉ピストン６３とを
備えた弁体５３、エアー室５４、スプリング５５、等を
備えた構成よりなる。The surge control valve 50 includes a valve body 53 having such a small-diameter flow path 51, a valve chamber 52, a differential pressure piston 58, a valve rod 61, a back pressure piston 62, and a valve opening / closing piston 63, It has a configuration including a chamber 54, a spring 55, and the like.
【００３５】本発明は、以上説明したように構成されて
いる。そこで以下のようになる。航空機１８への給油に
際しては、サービサ５の上流側のインテークホース４の
インテークカプラ３が、ハイドラント給油装置１側のハ
イドラントバルブ２に接続，結合される。これと共に、
下流側の給油ホース１６の給油ノズル１７が、航空機１
８側の給油口３２に接続，結合される（図４，図５，図
６を参照）。それから、コントロール弁として用いられ
ている圧力調整弁９が、常時の閉から開に切換えられ、
燃料油が、給油配管１４等を経た後、給油ホース１６の
給油ノズル１７から航空機１８に圧送され、給油が開始
される。The present invention is configured as described above. Then, it becomes as follows. When refueling the aircraft 18, the intake coupler 3 of the intake hose 4 on the upstream side of the servicer 5 is connected and coupled to the hydrant valve 2 of the hydrant refueling device 1. With this,
The refueling nozzle 17 of the downstream refueling hose 16 is connected to the aircraft 1
It is connected and connected to the oil supply port 32 on the 8 side (see FIGS. 4, 5, and 6). Then, the pressure regulating valve 9 used as the control valve is switched from the normally closed state to the open state,
After passing through the fuel supply pipe 14 and the like, the fuel oil is pressure-fed from the fuel supply nozzle 17 of the fuel supply hose 16 to the aircraft 18 to start fueling.
【００３６】さて、このような航空機１８への給油に際
し、サージコントロールバルブ５０は、前述した構成よ
りなるので、次のステップ，，，，，，
，のように作動する。 まず、このコントロールバルブ５０の燃料油の制御圧
力Ｐ３つまり２次側２２の制御圧は、航空機１８側にて
要求される給油規定圧力の対応値Ｐ４に、流速Ｖの２乗
に比例した下流側管路（サージコントロールバルブ５０
の配設個所から、航空機１８側のタンク４６の元弁４７
までの管路）での圧力損失対応値ΔＰ（シュミレーショ
ンされた実測値に余裕値を加えたもの）を、随時加算補
正した値に設定されいる。つまり、圧送，給油される燃
料油の流速Ｖの大小に対応して、サージコントロールバ
ルブ５０の制御圧力Ｐ３が、自動的に随時変動するよう
になっている。In refueling the aircraft 18, the surge control valve 50 has the above-described configuration, and thus the following steps,...,.
It works like,. First, the control pressure of the control pressure P 3, that the secondary side 22 of the fuel oil of the control valve 50, a corresponding value P 4 refueling defined pressure required by the aircraft 18 side, in proportion to the square of the flow velocity V Downstream pipe (Surge control valve 50
From the location of the main valve 47 of the tank 46 on the aircraft 18 side
The pressure loss corresponding value ΔP (a value obtained by adding a margin value to the simulated measured value) in the pipe line up to) is set to a value obtained by adding the correction value as needed. That is, pumping, in response to the magnitude of the flow velocity V of the fuel oil to be lubrication, the control pressure P 3 of the surge control valve 50, are automatically adapted to change from time to time.
【００３７】具体的には、図１，図２に示したよう
に、径小流路５１から静圧導入口５７を介し弁室５２へ
導かれる静圧Ｐ２は、径小流路５１における流速Ｖ２の
大小の２乗に反比例する。そこで、流速Ｖ２の大小の２
乗に比例して、全圧導入口５６を介し弁室５２に導入さ
れた１次側２１の圧Ｐ１と、静圧導入口５７を介し弁室
５２に導入された圧Ｐ２、との差も大小変化する。すな
わち、圧送，給油される燃料油の流速Ｖの大小に比例し
て、差圧ピストン５８の前後の差圧が大小変化し、差圧
ピストン５８に作用する押圧力も同様に変化するように
なっている。Specifically, as shown in FIGS. 1 and 2, the static pressure P 2 guided from the small-diameter flow path 51 to the valve chamber 52 via the static-pressure inlet 57 is applied to the small-diameter flow path 51. It is inversely proportional to the square of the magnitude of the flow velocity V 2. Accordingly, the second flow velocity V 2 magnitude
In proportion to the power, the pressure P 1 of the primary side 21 introduced into the valve chamber 52 via the total pressure introduction port 56 and the pressure P 2 introduced into the valve chamber 52 via the static pressure introduction port 57. The difference also varies. That is, the pressure difference before and after the differential pressure piston 58 changes in proportion to the magnitude of the flow velocity V of the fuel oil to be fed and supplied, and the pressing force acting on the differential pressure piston 58 also changes. ing.
【００３８】つまり、下流側管路での圧力損失対応値
ΔＰは、流速Ｖの２乗に比例するので、径小流路５１に
おいて、全圧Ｐ１からその流速Ｖ２の２乗に比例する動
圧分を差引いた静圧Ｐ２を取り出す。そして、この静圧
Ｐ２と全圧Ｐ１との差圧（つまり圧力損失対応値ΔＰに
見合った差圧）に基づき、差圧ピストン５８に対応した
下流方向への押圧力が作用する（なお次に述べるステッ
プ，の給油中は、この１次側２１の全圧Ｐ１が２次
側２２の制御圧力Ｐ３と同一値となる）。このようにし
て、圧送，給油される燃料油の流速Ｖそして圧力損失対
応値ΔＰに見合った押圧力が、差圧ピストン５８に作用
し、弁開閉ピストン６３を開に維持する力を増強させる
ことにより、圧力損失対応値ΔＰにて加算補正された制
御圧力Ｐ３が、得られるようになる。That is, since the pressure loss corresponding value ΔP in the downstream pipe is proportional to the square of the flow velocity V, the small pressure flow path 51 is proportional to the square of the flow velocity V 2 from the total pressure P 1. take out the static pressure P 2 minus the dynamic pressure. Based on the differential pressure (ie the pressure difference commensurate with the pressure loss corresponding value [Delta] P) between the static pressure P 2 and the total pressure P 1, the pressing force in the downstream direction corresponding to a differential pressure piston 58 acts (Note described next step, during refueling, the total pressure P 1 of the primary side 21 is the same value as the control pressure P 3 of the secondary side 22). In this manner, the pressing force corresponding to the flow velocity V of the fuel oil fed and supplied and the pressure loss corresponding value ΔP acts on the differential pressure piston 58 to increase the force for keeping the valve opening / closing piston 63 open. Accordingly, the control pressure P 3 which is additive correction at a pressure loss corresponding value [Delta] P, becomes obtained manner.
【００３９】さてそこで、まず航空機１８への給油中
において、航空機１８側のタンク４６の元弁４７は全開
とされ（図５を参照）、通常の給油状態では、サージコ
ントロールバルブ５０も全開となっている（図１を参
照）。燃料油は、サージコントロールバルブ５０の１次
側２１から径小流路５１を介し、２次側２２へと流れて
いる。Then, first, during refueling of the aircraft 18, the main valve 47 of the tank 46 on the aircraft 18 side is fully opened (see FIG. 5), and in a normal refueling state, the surge control valve 50 is also fully opened. (See FIG. 1). The fuel oil flows from the primary side 21 of the surge control valve 50 to the secondary side 22 via the small-diameter flow path 51.
【００４０】そして給油中に流速Ｖが大となり、下流
側管路での圧力損失そして圧力損失対応値ΔＰが大とな
った場合、例えば、サージコントロールバルブ５０がイ
ンテークカプラ３に配設されると共に、下流側の給油配
管１４等での圧力損失が大となった場合は（図４を参
照）、前述した，，により、差圧ピストン５８に
作用する押圧力も大となり、スプリング５５の下流側へ
の付勢力に加算される。もって、差圧ピストン５８，弁
棒６１，背圧ピストン６２等を介し、弁開閉ピストン６
３も、開位置を維持する（図１を参照）。このようにし
て、サージコントロールバルブ５０は全開を維持し、燃
料油の給油中に、サージコントロールバルブ５０が作動
して、減圧機能を発揮したり閉となることはない。When the flow velocity V increases during refueling, and the pressure loss and the pressure loss corresponding value ΔP in the downstream pipe line increase, for example, the surge control valve 50 is provided in the intake coupler 3 and When the pressure loss in the oil supply pipe 14 or the like on the downstream side becomes large (see FIG. 4), the pressing force acting on the differential pressure piston 58 becomes large due to Is added to the urging force. Accordingly, the valve opening / closing piston 6 is moved through the differential pressure piston 58, the valve rod 61, the back pressure piston 62 and the like.
3 also maintains the open position (see FIG. 1). In this manner, the surge control valve 50 is kept fully open, and the surge control valve 50 does not operate during fuel supply and does not exhibit the pressure reducing function or close.
【００４１】、次に給油終了に際し、航空機１８側の
元弁４７が、閉じ始められると、次のようになる。ま
ず、燃料油の流速Ｖ例えば径小流路５１における流速Ｖ
２が、次第に低下し小となるので、前述した，，
により、サージコントロールバルブ５０の差圧ピストン
５８の差圧そして押圧力も、次第に小となる。そして最
終的には、サージコントロールバルブ５０の２次側２２
の圧により、背圧ピストン６２を介し、スプリング５５
や差圧ピストン５８が逆方向の上流側への押圧力を受
け、背圧ピストン６２，スプリング５５，差圧ピストン
５８が、上流側へと後退し、弁開閉ピストン６３が、そ
れまでの開位置から閉位置へと移動を開始する（図１か
ら図２を参照）。このように弁開閉ピストン６３が、次
第に低下する流速Ｖに対応して徐々に絞られるので、２
次側２２そして下流側管路の圧の上昇は避けられる。Next, at the end of refueling, when the main valve 47 on the aircraft 18 side starts to close, the following occurs. First, the flow velocity V of the fuel oil, for example, the flow velocity V in the small diameter flow path 51
2 gradually decreases and becomes smaller.
As a result, the differential pressure and the pressing force of the differential pressure piston 58 of the surge control valve 50 also gradually decrease. And finally, the secondary side 22 of the surge control valve 50
Of the spring 55 through the back pressure piston 62
And the differential pressure piston 58 receives the pressing force on the upstream side in the reverse direction, the back pressure piston 62, the spring 55, and the differential pressure piston 58 are retracted to the upstream side, and the valve opening and closing piston 63 is moved to the open position up to that point. From the to the closed position (see FIGS. 1 and 2). As described above, the valve opening / closing piston 63 is gradually throttled in accordance with the gradually decreasing flow velocity V.
A rise in pressure in the downstream 22 and downstream lines is avoided.
【００４２】そして、航空機１８側の元弁４７が、完
全に閉止されると同時に、サージコントロールバルブ５
０も完全に閉となる（図２を参照）。すなわち、背圧ピ
ストン６２，スプリング５５，差圧ピストン５８が更に
後退し、弁開閉ピストン６３が閉位置となり、径小流路
５１と２次側２２間を閉鎖し、燃料油の流れが遮断され
る。なお、流速Ｖ，Ｖ２が０となるので、前述した，
，により、差圧ピストン５８における差圧も０とな
り、下流方向への押圧力も生じなくなっている。When the main valve 47 on the aircraft 18 side is completely closed, the surge control valve 5
0 is also completely closed (see FIG. 2). That is, the back pressure piston 62, the spring 55, and the differential pressure piston 58 are further retracted, the valve opening / closing piston 63 is in the closed position, and the space between the small diameter flow path 51 and the secondary side 22 is closed. You. Since the flow velocity V, V 2 is 0, the above-mentioned,
, The differential pressure at the differential pressure piston 58 is also zero, and no pressing force is generated in the downstream direction.
【００４３】このようにして、航空機１８側の元弁４
７の閉止と同時に、サージコントロールバルブ５０も閉
となる。そこで、サージコントロールバルブ５０より下
流の管路、例えばサービサ５の給油配管１４等につい
て、サージ圧の発生は阻止される。サージコントロール
バルブ５０より下流の給油配管１４等の管路は、航空機
１８側にて要求される給油規定圧力の対応値Ｐ４にて、
平衡状態となる。Thus, the main valve 4 on the aircraft 18 side
Simultaneously with the closing of 7, the surge control valve 50 is also closed. Therefore, generation of surge pressure is prevented in a pipe downstream of the surge control valve 50, for example, in the oil supply pipe 14 of the servicer 5. Downstream conduits such as oil pipe 14 from the surge control valve 50, at the corresponding values P 4 refueling defined pressure required by the aircraft 18 side,
A state of equilibrium is reached.
【００４４】さてそこで、このサージコントロールバル
ブ５０を用いると、次の第１，第２，第３，第４のよう
になる。第１に、このサージコントロールバルブ５０
は、例えばインテークホース４のインテークカプラ３付
近に配設され、差圧ピストン５８等を新たに採用すると
共に、前述したこの種従来例のサージコントロールバル
ブ２０（ＨＥＣＶ）のスプリング２４（図８を参照）と
同様のスプリング５５を、そのまま採用してなる。まず
（イ）、このサージコントロールバルブ５０は、例えば
インテークホース４のインテークカプラ３付近に配設さ
れており、差圧ピストン５８を採用したことにより、航
空機１８側の配管４８保護のために要求される給油規定
圧力の対応値Ｐ４を、流速Ｖに応じた給油配管１４等で
の圧力損失対応値ΔＰで補正し、その制御圧力Ｐ３が、
変化する流速Ｖに応じ自動的に随時変動する（図１，図
２を参照）。これと共に（ロ）、このサージコントロー
ルバルブ５０は、この種従来例のサージコントロールバ
ルブ２０（ＨＥＣＶ）のスプリング２４と同様、スプリ
ング５５を採用した直動式の減圧弁方式よりなるので、
サージ圧回避のための応答性・レスポンスに優れてい
る。つまり、航空機１８側のタンク４６の元弁４７の閉
止時間、つまり前記ステップの閉止開始から前記ステ
ップの完全閉止までの時間は、約２秒から３秒程度で
あるが、このサージコントロールバルブ５０は、スプリ
ング５５による直動式なので反応が早く、これに十分対
応可能である。しかも、瞬間的に急激に閉となるのでは
なく、航空機１８側の元弁４７の閉止時間に合わせ、ほ
ぼ同時に閉となる。このような（イ），（ロ）により、
このサージコントロールバルブ５０は、航空機１８の給
油口３２から元弁４７に至る配管４８は勿論のこと、サ
ービサ５の給油配管１４等、その下流側管路でのサージ
圧発生を阻止できると共に、その圧力損失にも対応可能
となっている。When the surge control valve 50 is used, the following first, second, third, and fourth operations are performed. First, the surge control valve 50
Is disposed, for example, in the vicinity of the intake coupler 3 of the intake hose 4 and newly employs a differential pressure piston 58 and the like, and a spring 24 of the surge control valve 20 (HECV) of this type described above in the related art (see FIG. 8). The same spring 55 as in (1) is adopted as it is. First, (a) the surge control valve 50 is disposed, for example, near the intake coupler 3 of the intake hose 4, and is required to protect the piping 48 on the aircraft 18 side by employing the differential pressure piston 58. that the corresponding values P 4 refueling specified pressure, corrected by the pressure loss corresponding value ΔP in oil pipe 14 or the like in accordance with the flow velocity V, its control pressure P 3,
It fluctuates automatically at any time according to the changing flow velocity V (see FIGS. 1 and 2). At the same time (b), the surge control valve 50 is a direct-acting pressure reducing valve system employing a spring 55, similar to the spring 24 of the surge control valve 20 (HECV) of this type in the related art.
Excellent responsiveness and response for avoiding surge pressure. That is, the closing time of the main valve 47 of the tank 46 on the aircraft 18 side, that is, the time from the start of the closing of the step to the complete closing of the step is about 2 to 3 seconds. The reaction is quick because it is a direct-acting type using the spring 55, and it can sufficiently cope with this. In addition, it does not close instantaneously, but closes almost simultaneously with the closing time of the main valve 47 on the aircraft 18 side. By (a) and (b),
The surge control valve 50 can prevent the generation of surge pressure not only in the pipe 48 extending from the fuel supply port 32 of the aircraft 18 to the main valve 47 but also in the downstream pipe such as the fuel supply pipe 14 of the servicer 5. It can respond to pressure loss.
【００４５】第２に、そこでこのサージコントロールバ
ルブ５０は、サービサ５側の配管例えばインテークホー
ス４のインテークカプラ３付近に配設できる。更には、
ハイドラント給油装置１側の配管、例えばハイドラント
配管３３にも配設可能となる（図４，図５，図６を参
照）。第３に、そこでサービサ５において、従来よりサ
ージ圧吸収用に配設されていたアキュームレータ３０を
（図４を参照）、廃止しても良いようになる。Second, the surge control valve 50 can be disposed near the intake coupler 3 of the intake hose 4, for example, on the servicer 5 side. Furthermore,
It can be arranged also in the pipe on the hydrant refueling device 1 side, for example, in the hydrant pipe 33 (see FIGS. 4, 5, and 6). Thirdly, in the servicer 5, the accumulator 30 conventionally provided for absorbing surge pressure (see FIG. 4) may be eliminated.
【００４６】第４に、従来より使用されると共にこのサ
ージコントロールバルブ５０と併用される、サージコン
トロールバルブ２０（ＨＥＣＶ）の故障にも、対応可能
となる（図４，図５，図６を参照）。すなわち、サービ
サ５の給油ノズル１７に配設されているサージコントロ
ールバルブ２０が故障し、その減圧機能・サージ圧発生
阻止機能が阻害された場合も、その上流側に配設されて
いるこのサージコントロールバルブ２０が機能してい
る。そこで、その下流側の管路たる給油配管１４等のみ
ならず、航空機１８側の配管４８についても、サージ圧
発生は阻止されるようになる。Fourth, it is possible to cope with a failure of the surge control valve 20 (HECV) conventionally used and used together with the surge control valve 50 (see FIGS. 4, 5, and 6). ). In other words, even if the surge control valve 20 provided on the refueling nozzle 17 of the servicer 5 fails and its pressure reducing function / surge pressure generation preventing function is impaired, the surge control valve provided on the upstream side thereof is also provided. Valve 20 is functioning. Therefore, generation of surge pressure is prevented not only for the fuel supply pipe 14 and the like on the downstream side but also for the pipe 48 on the aircraft 18 side.
【００４７】なお第１に、以上述べた説明中における、
航空機１８側の元弁４７の閉止について、補足してお
く。前述したように、航空機１８側の燃料タンクは、３
個から５個程度の複数のタンク４６に分割されているこ
とが多く、それぞれに元弁４７が付設されている。そし
て、本発明のテーマとするサージ圧は、すべてのタンク
４６の元弁４７が同時に閉止された場合は勿論のこと、
大部分のタンク４６の元弁４７が同時に閉止された場合
も、発生の慮がある。更に、一部のタンク４６の元弁４
７のみを開として給油中に、その元弁４７が閉止された
場合も、発生の慮が生じる。勿論、これらのすべての場
合について、本発明のサージコントロールバルブ５０は
適用される。なお第２に、このサージコントロールバル
ブ５０を用いても、その上流側にはサージ圧が発生する
ことになる。しかしながら、このサージ圧を受ける上流
側のハイドラント給油装置１側のハイドラント配管３
３，貯溜タンク３４，ポンプ３５，フィルターセパレー
タ３８等は、航空機１８やサービサ５に比べ強度面に優
れており、サージ圧の影響を受ける慮は少ない。First, in the above description,
The closing of the main valve 47 on the aircraft 18 side will be supplemented. As described above, the fuel tank on the aircraft 18 side
In many cases, the tank is divided into a plurality of tanks 46, each of which is provided with a main valve 47. The surge pressure as the theme of the present invention is not limited to the case where the main valves 47 of all the tanks 46 are simultaneously closed,
If the main valves 47 of most of the tanks 46 are closed at the same time, there is a possibility of occurrence. Furthermore, the main valve 4 of some tanks 46
If the main valve 47 is closed during refueling with only 7 open, there is a possibility of occurrence. Of course, in all these cases, the surge control valve 50 of the present invention is applied. Second, even if this surge control valve 50 is used, a surge pressure will be generated on the upstream side. However, the hydrant piping 3 on the hydrant refueling device 1 on the upstream side that receives the surge pressure
3. The storage tank 34, the pump 35, the filter separator 38 and the like are superior in strength in comparison with the aircraft 18 and the servicer 5, and are less affected by the surge pressure.
【００４８】以上が、本発明のサージコントロールバル
ブ５０の実施の形態の説明である。以下、以上説明した
ところを、数値，数式，グラフ等の実例に基づき、更に
具体的に説明しておく。The embodiment of the surge control valve 50 according to the present invention has been described above. Hereinafter, what has been described above will be described more specifically based on actual examples such as numerical values, mathematical expressions, and graphs.
【００４９】まず、前述したようにサージコントロール
バルブ５０の制御圧力をＰ３、航空機１８側の配管４８
保護等のために要求される給油規定圧力の対応値を
Ｐ４、流速Ｖに比例する下流側管路での圧力損失対応値
をΔＰとする。圧力損失対応値ΔＰは、シュミレーショ
ンされた実測値に余裕値を加算して決定される。する
と、このサージコントロールバルブ５０では、次の数式
１による制御が行われ、制御圧力Ｐ３は、前述したスプ
リング５５が主に対応する給油規定圧力の対応値Ｐ
４と、差圧ピストン５８が対応する圧力損失対応値Δ
Ｐ、との和となる。First, as described above, the control pressure of the surge control valve 50 is set to P 3 , and the pipe 48 on the aircraft 18 side is set.
The corresponding value of the specified oil supply pressure required for protection or the like is P 4 , and the corresponding value of the pressure loss in the downstream pipe line proportional to the flow velocity V is ΔP. The pressure loss corresponding value ΔP is determined by adding a margin value to the simulated actually measured value. Then, in the surge control valve 50, control is performed according to the following formula 1, the control pressure P 3, the corresponding value P of the fuel supply specified pressure spring 55 described above is mainly correspond
4 and the pressure loss corresponding value Δ corresponding to the differential pressure piston 58
P, and
【００５０】[0050]
【数１】Ｐ３＝Ｐ４＋ΔＰ## EQU1 ## P 3 = P 4 + ΔP
【００５１】更に、サージコントロールバルブ５０の１
次側２１の全圧（図１，図２では差圧ピストン５８の左
側）をＰ１、径小流路５１からの静圧（図１，図２では
差圧ピストン５８の右側）をＰ２、差圧ピストン５８の
断面積をＳ１、背圧ピストン６２の断面積をＳ３、燃料
油の密度をρ、径小流路５１における流速をＶ２、スプ
リング５５のスプリング常数（ばね定数）をｋ、スプリ
ング５５の自由長と現状の弾発状態での長さとの差、つ
まりスプリング５５のたわみ変位量をｘとすると、次の
数式２および数式３が成り立つ。Further, one of the surge control valves 50
The total pressure of the secondary side 21 (the left side of the differential pressure piston 58 in FIGS. 1 and 2) is P 1 , and the static pressure from the small diameter flow path 51 (the right side of the differential pressure piston 58 in FIGS. 1 and 2) is P 2 , The cross-sectional area of the differential pressure piston 58 is S 1 , the cross-sectional area of the back pressure piston 62 is S 3 , the density of the fuel oil is ρ, the flow velocity in the small diameter flow path 51 is V 2 , and the spring constant of the spring 55 (spring constant) Where k is the difference between the free length of the spring 55 and the length in the current elastic state, that is, the amount of deflection displacement of the spring 55 is x, the following equations 2 and 3 hold.
【００５２】[0052]
【数２】（Ｐ１−Ｐ２）Ｓ１＋ｋｘ＝Ｐ３Ｓ３ (P 1 −P 2 ) S 1 + kx = P 3 S 3
【数３】 Ｐ１−Ｐ２＝１／２ρＶ２ ２ （Ｐ２＝Ｐ１−１／２ρＶ２ ２）Equation 3] P 1 -P 2 = 1 / 2ρV 2 2 (P 2 = P 1 -1 / 2ρV 2 2)
【００５３】そして、数式２および数式３より（数式２
に数式３を代入すると）、次の数式４が演算される。From Equations 2 and 3, (Equation 2)
Substituting Equation 3 into), the following Equation 4 is calculated.
【００５４】[0054]
【数４】１／２ρＶ２ ２Ｓ１＋ｋｘ＝Ｐ３Ｓ３ [Expression 4] 1 / 2ρV 2 2 S 1 + kx = P 3 S 3
【００５５】そこでＶ２が０の時、つまり燃料油が流れ
ていない時は、次の数式５が演算される。[0055] Therefore when V 2 is zero, that is, when the fuel oil is not flowing, the following Equation 5 is calculated.
【００５６】[0056]
【数５】ｋｘ＝Ｐ３Ｓ３ ## EQU5 ## kx = P 3 S 3
【００５７】さてそこで、径小流路５１の断面積をＳ２
とすると、次のように、差圧ピストン５８の断面積
Ｓ１，背圧ピストン６２の断面積Ｓ３，スプリング５５
のスプリング常数ｋ，スプリング５５のたわみ変位ｘ等
が、定数として決定される。すなわち、Ｖ２Ｓ２つまり
流量が３,５９６Ｌ／ｍｉｎ（９５０ＧＰＭ）の時、Ｐ
３が１,０７８ｋＰａ（１１ｋｇｆ／ｃｍ２）となり、
Ｖ２Ｓ２つまり流量が０の時、Ｐ３が３９２ｋＰａ（４
ｋｇｆ／ｃｍ２）となるように、上述した各値が定数的
に決定される。勿論、これらの前提として、まず径小流
路５１の断面積Ｓ２そして流速Ｖ２が決定され、これに
基づき上述した各値が調整，決定される。そして、この
ような関係をグラフで示すと、図７のようになる。同グ
ラフでは、制御圧力Ｐ３を縦軸にとり流量Ｖ２Ｓ２を横
軸にとって、相互の数値関係が示されている。Then, the sectional area of the small diameter flow path 51 is set to S 2
When, as in the following, the cross-sectional area S 1 of the differential pressure piston 58, the cross-sectional area S 3 of the back pressure piston 62, a spring 55
, And the deflection displacement x of the spring 55 are determined as constants. That is, when V 2 S 2, that is, the flow rate is 3,596 L / min (950 GPM), P
3 becomes 1,078 kPa (11 kgf / cm 2 )
When V 2 S 2, that is, when the flow rate is 0, P 3 is 392 kPa (4
kgf / cm 2 ), the above-mentioned values are determined in a constant manner. Of course, as these assumptions, first cross-sectional area of the small-diameter passage 51 S 2 and the flow rate V 2 are determined, the values described above based on this adjustment is determined. FIG. 7 shows such a relationship in a graph. In the graph, the control pressure P 3 of the flow rate V 2 S 2 abscissa placed vertically, are shown mutual numerical relationship.
【００５８】なお第１に、上述した流量３,５９６Ｌ／
ｍｉｎ（９５０ＧＰＭ）については、次のとおり。まず
航空機１８における規定では、３,７８５Ｌ／ｍｉｎ
（１,０００ＧＰＭ）以下とされており、更に、サービ
サ５における圧力調整弁９のフロー制御が働くので、
３,５９６Ｌ／ｍｉｎ（９５０ＧＰＭ）以上には、なら
ないようになっている。First, the above-mentioned flow rate of 3,596 L /
About min (950GPM), it is as follows. First, according to the rules for aircraft 18, 3,785 L / min
(1,000 GPM) or less, and the flow control of the pressure regulating valve 9 in the servicer 5 works.
It does not exceed 3,596 L / min (950 GPM).
【００５９】なお第２に、上記したＰ３が３９２ｋＰａ
（４ｋｇｆ／ｃｍ２）については、次のとおり。まず、
この３９２ｋＰａ（４ｋｇｆ／ｃｍ２）が、前記した給
油規定圧力の対応値Ｐ４に相当する。そして、このサー
ジコントロールバルブ５０と共に併用され、下流側の給
油ノズル１７に配設されているサージコントロールバル
ブ２０（ＨＥＣＶ）は、燃料油の圧を常に、流量が３,
５９６Ｌ／ｍｉｎ（９５０ＧＰＭ）の場合の２４５ｋＰ
ａ（２.５ｋｇｆ／ｃｍ２）から、流量が０の場合の３
４３ｋＰａ（３.５ｋｇｆ／ｃｍ２）になるように制御
している。そこで、このような制御とハッチングして不
規則変化が誘発されないように、少し高めの３９２ｋＰ
ａ（４ｋｇｆ／ｃｍ２）にセットされている。[0059] It should be noted that in the first 2, P 3 described above is 392kPa
(4 kgf / cm 2 ) is as follows. First,
The 392kPa (4kgf / cm 2) corresponds to a corresponding value P 4 of the above-described oil specified pressure. The surge control valve 20 (HECV), which is used together with the surge control valve 50 and is disposed on the downstream fuel supply nozzle 17, constantly controls the fuel oil pressure and the flow rate to 3,3.
245 kP at 596 L / min (950 GPM)
a (2.5 kgf / cm 2 ), 3 when the flow rate is 0
It is controlled to be 43 kPa (3.5 kgf / cm 2 ). Therefore, in order to prevent the irregular change from being induced by hatching with such a control, a slightly higher 392 kP
a (4 kgf / cm 2 ).
【００６０】なお第３に、上述した３９２ｋＰａ（４ｋ
ｇｆ／ｃｍ２）について、更に実際面から検討すると次
のとおり。実際上は、流体としての燃料油には、いわゆ
る２次遅れの要素や無駄時間の要素が含まれているの
で、図７のグラフに示した数値に対し、サージコントロ
ールバルブ５０では多少遅れた制御が行われる。そこ
で、航空機１８側の元弁４７の閉止時において、制御圧
力Ｐ３は４９０ｋＰａ（５ｋｇｆ／ｃｍ２）から６８６
ｋＰａ（７ｋｇｆ／ｃｍ２）程度になればよい、とも考
えられる。つまり、航空機１８における規定では、サー
ジ圧に対して、８２８.１ｋＰａ（８.４５ｋｇｆ／ｃｍ
２）（１２０ｐｓｉ）以下にすることとなっており、前
述したサージコントロールバルブ２０（ＨＥＣＶ）が故
障した場合のことを考慮すると、上述したようにも考え
られる。Third, the aforementioned 392 kPa (4 k
gf / cm 2 ) is further examined from a practical point of view as follows. Actually, since the fuel oil as a fluid contains a so-called second-order lag element and a dead time element, the surge control valve 50 performs a slightly delayed control with respect to the values shown in the graph of FIG. Is performed. Therefore, at the time of closing of the main valve 47 of the aircraft 18 side, the control pressure P 3 from 490kPa (5kgf / cm 2) 686
It is considered that the pressure should be about kPa (7 kgf / cm 2 ). That is, according to the rules for the aircraft 18, the surge pressure is 828.1 kPa (8.45 kgf / cm).
2 ) (120 psi) or less. Considering the case where the surge control valve 20 (HECV) has failed, it is considered as described above.
【００６１】さて次に、前述した数式およびグラフを実
際の給油に適用すると、次のとおり。まず、前述したサ
ージコントロールバルブ５０の作動説明における前記ス
テップ、つまり航空機１８への給油中については、次
のとおり。この場合、航空機１８側の元弁４７は全開で
あり、サージコントロールバルブ５０も全開となってい
る。つまり、燃料油の流量が３,５９６Ｌ／ｍｉｎ（９
５０ＧＰＭ）で、ハイドラント給油装置１からの燃料油
の圧力が１,１７６ｋＰａ（１２ｋｇｆ／ｃｍ２）以下
の場合、サージコントロールバルブ５０は全開となって
いる。この１,１７６ｋＰａ（１２ｋｇｆ／ｃｍ２）の
意味については、流量が３,５９６Ｌ／ｍｉｎ（９５０
ＧＰＭ）時における、サービサ５側の管路と航空機１８
側の配管４８との実測的に求められた圧力損失の合計値
に、１９６ｋＰａ（２ｋｇｆ／ｃｍ２）程度の余裕をみ
たものである。サージコントロールバルブ５０自体の圧
力損失値は、９８ｋＰａ（１ｋｇｆ／ｃｍ２）とした。
この値が、前述した圧力損失対応値ΔＰのその時の具体
値となる。このようにして、通常の給油状態において、
サージコントロールバルブ５０は全開となっており全く
機能しない。Next, when the above-described formulas and graphs are applied to actual refueling, the following is obtained. First, the steps in the above description of the operation of the surge control valve 50, that is, during the refueling of the aircraft 18, are as follows. In this case, the main valve 47 on the aircraft 18 side is fully opened, and the surge control valve 50 is also fully opened. That is, when the flow rate of the fuel oil is 3,596 L / min (9
When the pressure of the fuel oil from the hydrant refueling device 1 is 1,176 kPa (12 kgf / cm 2 ) or less at 50 GPM, the surge control valve 50 is fully opened. As for the meaning of this 1,176 kPa (12 kgf / cm 2 ), the flow rate is 3,596 L / min (950
At the time of GPM), the pipeline on the servicer 5 side and the aircraft 18
The total value of the pressure loss actually measured with the piping 48 on the side is provided with a margin of about 196 kPa (2 kgf / cm 2 ). The pressure loss value of the surge control valve 50 itself was 98 kPa (1 kgf / cm 2 ).
This value is a specific value of the pressure loss corresponding value ΔP at that time. Thus, in the normal refueling state,
The surge control valve 50 is fully opened and does not function at all.
【００６２】次に、前述したサージコントロールバルブ
５０の作動説明における前記ステップ、つまり航空機
１８側の元弁４７が閉じ始められた場合については、次
のとおり。この場合は、例えば図７のグラフ中に示され
たように、流量が２,６５０Ｌ／ｍｉｎ（７００ＧＰ
Ｍ）の時、サージコントロールバルブ５０の制御圧力Ｐ
３が７６４.４ｋＰａ（７.８ｋｇｆ／ｃｍ２）になるよ
うに制御される。すなわち、航空機１８側のタンク４６
の元弁４７のＣｖ値の変化に連動して、サージコントロ
ールバルブ５０のＣｖ値も変化するように、制御が行わ
れる。つまり、元弁４７の閉じ具合に対応して、流量，
流速Ｖが変化し、サージコントロールバルブ５０でも、
これに追従した制御が実施される。なお実際上は、サー
ジコントロールバルブ５０の弁開閉ピストン６３が、図
１に示した開位置から図２に示した閉位置へと移動する
と、スプリング５５の前述したたわみ変位量ｘがより圧
縮変化する。そこで、前述した数式４および数式５によ
り、制御圧力Ｐ３は、図７のグラフ中に示された値たる
７６４.４ｋＰａ（７.８ｋｇｆ／ｃｍ２）より、若干高
い値となる。Next, the steps in the above description of the operation of the surge control valve 50, that is, the case where the main valve 47 on the aircraft 18 side is started to be closed are as follows. In this case, as shown in the graph of FIG. 7, for example, the flow rate is 2,650 L / min (700 GP).
M), the control pressure P of the surge control valve 50
3 is controlled to be 764.4 kPa (7.8 kgf / cm 2 ). That is, the tank 46 on the aircraft 18 side
The control is performed so that the Cv value of the surge control valve 50 also changes in conjunction with the change in the Cv value of the main valve 47. That is, the flow rate,
The flow velocity V changes, and the surge control valve 50 also
Control following this is performed. In practice, when the valve opening / closing piston 63 of the surge control valve 50 moves from the open position shown in FIG. 1 to the closed position shown in FIG. 2, the above-described flexural displacement x of the spring 55 changes more in compression. . Therefore, according to Equation 4 and Equation 5 described above, the control pressure P 3, from the serving values shown in the graph of FIG. 7 764.4kPa (7.8kgf / cm 2) , a slightly higher value.
【００６３】更に、前述したサージコントロールバルブ
５０の作動説明における前記ステップ、つまり航空機
１８側の元弁４７が完全に閉止された場合については、
次のとおり。この場合は、図７のグラフ中に示されたよ
うに、サージコントロールバルブ５０の制御圧力Ｐ３は
３９２ｋＰａ（４ｋｇｆ／ｃｍ２）となる。又、前述し
た数式１によると、圧力損失対応値ΔＰが０になるの
で、制御圧力Ｐ３＝給油規定圧力の対応値Ｐ４つまり３
９２ｋＰａ（４ｋｇｆ／ｃｍ２）となる。なお実際上
は、前述したところと同様の理由により、スプリング５
５のたわみ変位量ｘが更に圧縮変化するので、制御圧力
Ｐ３は、この３９２ｋＰａ（４ｋｇｆ／ｃｍ２）より、
若干高い値となる。このような平衡状態のもとに、サー
ジコントロールバルブ５０は、完全に閉となり、燃料油
の流れは遮断される。そして、サージコントロールバル
ブ５０より下流側の管路中の燃料油は、３９２ｋＰａ
（４ｋｇｆ／ｃｍ２）の圧に維持される。Further, in the above-mentioned step in the description of the operation of the surge control valve 50, that is, when the main valve 47 on the aircraft 18 side is completely closed,
as follows. In this case, as shown in the graph of FIG. 7, the control pressure P 3 of the surge control valve 50 becomes 392kPa (4kgf / cm 2). Further, according to the above-described formula 1, since the pressure loss corresponding value ΔP becomes 0, the control pressure P 3 = corresponding value P 4 of the specified oil supply pressure, that is, 3
It becomes 92 kPa (4 kgf / cm 2 ). Actually, for the same reason as described above, the spring 5
Since the flexural displacement x of No. 5 further changes in compression, the control pressure P 3 is calculated from this 392 kPa (4 kgf / cm 2 ).
The value is slightly higher. Under such an equilibrium state, the surge control valve 50 is completely closed, and the flow of the fuel oil is shut off. The fuel oil in the pipeline downstream of the surge control valve 50 is 392 kPa
(4 kgf / cm 2 ).
【００６４】[0064]
【発明の効果】このサージコントロールバルブは、以上
説明したように、スプリング，背圧ピストン，弁開閉ピ
ストン等と共に、所定の差圧発生用の径小流路や差圧ピ
ストンを採用し、給油規定圧力の対応値を圧力損失対応
値で補正するようにしたことにより、次の効果を発揮す
る。As described above, this surge control valve employs a small diameter flow path for generating a predetermined differential pressure and a differential pressure piston together with a spring, a back pressure piston, a valve opening / closing piston, etc. The following effects are exhibited by correcting the corresponding value of the pressure with the corresponding value of the pressure loss.
【００６５】第１に、このコントロールバルブでは、航
空機側にて要求される給油規定圧力の対応値を、流速に
応じた下流側管路での圧力損失対応値で補正し、もって
その制御圧力が、下流側管路での圧力損失そして流速に
応じ自動的に変動する。そして、サージ圧回避のための
応答性・レスポンスに優れ、下流側管路でのサージ圧発
生を阻止できると共に、下流側管路での圧力損失にも対
応可能となっている。つまり、前述したこの種従来例の
給油ノズルに配設されるサージコントロールバルブ（Ｈ
ＥＣＶ）のように、下流側管路での圧力損失に対応不能
となる事態は、解消される。First, in this control valve, the value corresponding to the specified refueling pressure required on the aircraft side is corrected with the value corresponding to the pressure loss in the downstream pipe according to the flow velocity, so that the control pressure is reduced. Automatically fluctuates according to the pressure loss and the flow velocity in the downstream line. It has excellent responsiveness and response for avoiding surge pressure, can prevent generation of surge pressure in the downstream pipe, and can respond to pressure loss in the downstream pipe. That is, the surge control valve (H
The situation in which it is impossible to cope with the pressure loss in the downstream pipe line as in ECV) is eliminated.
【００６６】第２に、もって給油自動車側の管路、更に
はハイドラント給油装置側の管路にも、配設できるよう
になる。すなわち、このサージコントロールバルブは、
上述したように下流側管路での圧力損失にも対応可能な
ので、インテークホース先端のインテークカプラ付近を
含む、サービサ等の給油自動車側の管路、更にはハイド
ラント給油装置側の管路にも、配設可能となる。そし
て、その下流側管路におけるサージ圧発生を阻止するの
で、下流側の航空機のタンクの元弁に至る配管は勿論の
こと、下流側の給油自動車の管路や給油機器類、更には
ハイドラント給油装置の管路等を、サージ圧による損傷
等から保護することができるようになる。つまり、前述
したこの種従来例のサージコントロールバルブ（ＨＥＣ
Ｖ）では保護不能であった、給油自動車等が保護可能と
なる。Secondly, it is possible to arrange the pipe on the refueling vehicle side and also on the hydrant refueling apparatus side. That is, this surge control valve
As described above, since it is possible to cope with the pressure loss in the downstream side pipe, including the vicinity of the intake coupler at the tip of the intake hose, the pipe on the refueling vehicle side such as a servicer, and also the pipe on the hydrant refueling apparatus side, It can be arranged. In addition, since the generation of surge pressure in the downstream pipeline is prevented, not only the piping leading to the main valve of the tank of the downstream aircraft, but also the pipeline of the refueling automobile and the refueling equipment, as well as the hydrant refueling. It becomes possible to protect the pipeline of the device from damage due to surge pressure and the like. That is, the above-described conventional surge control valve (HEC
In V), a refueling vehicle or the like, which could not be protected, can be protected.
【００６７】第３に、そこで給油自動車におけるサージ
圧吸収用に、従来配設されていたアキュームレータを、
廃止可能となるすなわち、上述したように給油自動車の
管路がサージ圧から保護されるので、その管路に配設さ
れていたアキュームレータが不用化され、もってその
分、コスト面やスペース面に優れるようになる。Thirdly, an accumulator conventionally provided for absorbing surge pressure in a refueling vehicle is provided by:
In other words, since the pipeline of the refueling vehicle is protected from surge pressure as described above, the accumulator disposed in the pipeline is made unnecessary, and thus the cost and the space are excellent. Become like
【００６８】第４に、従来より使用されているサージコ
ントロールバルブ（ＨＥＣＶ）の故障にも、対応可能で
ある。すなわち、このサージコントロールバルブは、従
来より給油ノズル付近に配設されて使用されているサー
ジコントロールバルブ（ＨＥＣＶ）と併用されるが、そ
の下流側のサージ圧発生を阻止するので、もしも従来よ
りのサージコントロールバルブ（ＨＥＣＶ）が故障した
場合でも、航空機側の配管をサージ圧から保護可能であ
り、航空機側の配管の保護が一層確実化されるようにな
る。このように、この種従来例に存した課題がすべて解
決される等、本発明の発揮する効果は、顕著にして大な
るものがある。Fourth, it is possible to cope with a failure of a conventionally used surge control valve (HECV). That is, this surge control valve is used in combination with a surge control valve (HECV) which is conventionally provided near the refueling nozzle, but prevents the generation of a surge pressure on the downstream side. Even when the surge control valve (HECV) fails, the piping on the aircraft side can be protected from surge pressure, and the protection of the piping on the aircraft side is further ensured. As described above, the effects exhibited by the present invention are remarkable and large, for example, all the problems existing in this type of conventional example are solved.
【図１】本発明に係るサージコントロールバルブについ
て、発明の実施の形態の説明に供する側断面図であり、
開の状態を示す。FIG. 1 is a sectional side view for explaining an embodiment of a surge control valve according to the present invention;
Indicates an open state.
【図２】同発明の実施の形態の説明に供する側断面図で
あり、閉の状態を示す。FIG. 2 is a side sectional view for explaining the embodiment of the invention, showing a closed state.
【図３】同発明の実施の形態の説明に供する正断面図で
あり、２次側の要部を示す。FIG. 3 is a front sectional view for explaining the embodiment of the invention, showing a main part on the secondary side.
【図４】同発明の実施の形態の説明に供する管路説明図
であり、主にサービサの管路を示す。FIG. 4 is an explanatory view of a pipeline used for describing the embodiment of the present invention, and mainly shows a pipeline of a servicer.
【図５】同発明の実施の形態の説明に供する側面説明図
であり、サービサによる給油状態を示す。FIG. 5 is an explanatory side view for explaining the embodiment of the invention, showing a state of refueling by a servicer;
【図６】同発明の実施の形態の説明に供する正面説明図
であり、給油自動車による給油状態を、ハイドラント給
油装置の管路と共に示す。FIG. 6 is an explanatory front view for explaining the embodiment of the invention, showing a refueling state of the refueling vehicle together with a pipeline of a hydrant refueling device.
【図７】同発明の実施の形態の説明に供するグラフであ
り、サージコントロールバルブにおける流量と制御圧力
との関係を示す。FIG. 7 is a graph for explaining the embodiment of the present invention, and shows a relationship between a flow rate and a control pressure in the surge control valve.
【図８】この種従来例の説明に供する側断面図であり、
開の状態を示す。FIG. 8 is a sectional side view for explaining a conventional example of this kind;
Indicates an open state.
１ ハイドラント給油装置 ３ インテークカプラ ４ インテークホース ５ サービサ １８ 航空機 ２１ １次側 ２２ ２次側 ３４ 貯溜タンク ３５ ポンプ ５０ サージコントロールバルブ ５１ 径小流路 ５２ 弁室 ５３ 弁体 ５４ エアー室 ５５ スプリング ５６ 全圧導入口 ５７ 静圧導入口 ５８ 差圧ピストン ６１ 弁棒 ６２ 背圧ピストン ６３ 弁開閉ピストン ６７ 後端 ６８ 空気孔 ６９ 前端 Ｐ１ 全圧 Ｐ２ 静圧 Ｐ３ 制御圧力 Ｐ４ 給油規定圧力の対応値 Ｖ 流速 Ｖ２ 流速 ΔＰ 圧力損失対応値DESCRIPTION OF SYMBOLS 1 Hydrant refueling device 3 Intake coupler 4 Intake hose 5 Servicer 18 Aircraft 21 Primary side 22 Secondary side 34 Storage tank 35 Pump 50 Surge control valve 51 Small diameter channel 52 Valve room 53 Valve 54 Air chamber 55 Spring 56 Full pressure inlet 57 static pressure inlet 58 pressure difference piston 61 valve stem 62 back pressure piston 63 valve closing piston 67 the rear end 68 the air hole 69 front P 1 total pressure P 2 static pressure P 3 control pressure P 4 refueling specified pressure corresponding values V flow velocity V 2 flow velocity ΔP Pressure loss corresponding value
Claims (4)
送，給油する管路に配設され、下流側のサージ圧発生を
抑えるサージコントロールバルブであって、 その制御圧力が、該航空機側にて要求される給油規定圧
力の対応値に、下流側管路での圧力損失対応値を、加算
補正した値に設定されていること、を特徴とするサージ
コントロールバルブ。1. A surge control valve disposed in a pipeline for feeding and refueling fuel oil to an aircraft via a refueling vehicle, and for suppressing generation of a surge pressure on the downstream side, wherein the control pressure is controlled by the aircraft. A surge control valve, wherein a value corresponding to a required fuel supply pressure and a value corresponding to a pressure loss in a downstream pipe are added and corrected.
バルブであって、 １次側と２次側間に形成され、該圧力損失対応値に応じ
た差圧を発生させるための径小流路と、 １次側に全圧導入口にて連通されると共に、差圧ピスト
ンにて区画され、該径小流路に静圧導入口にて連通され
た弁室と、 該差圧ピストン，弁棒，背圧ピストン，弁開閉ピストン
を順に備え一体的に移動可能な弁体と、 該弁体の弁棒が移動可能に貫挿されると共に後端が該背
圧ピストンにて閉鎖され、外部への空気孔が付設された
エアー室と、 該エアー室の前端と該背圧ピストン間に介装されたスプ
リングと、を備えてなり、 該差圧ピストンは、該弁室内を移動可能であると共に、
該全圧導入口よりの圧と該静圧導入口よりの圧との差圧
に対応した押圧力を受け、該背圧ピストンは、後部が２
次側に面し移動可能であり、該弁開閉ピストンは、該径
小流路と２次側間を開閉すべく移動可能であり、該スプ
リングは、そのスプリング力が該給油規定圧力の対応値
に設定されていること、を特徴とするサージコントロー
ルバルブ。2. The surge control valve according to claim 1, further comprising a small-diameter flow passage formed between the primary side and the secondary side for generating a differential pressure corresponding to the pressure loss corresponding value. A valve chamber that communicates with the primary side at a total pressure introduction port, is partitioned by a differential pressure piston, and communicates with the small-diameter flow path at a static pressure introduction port; , A back pressure piston and a valve opening / closing piston in that order, the valve body being integrally movable, a valve stem of the valve body being movably inserted and a rear end being closed by the back pressure piston, to the outside. An air chamber provided with an air hole, and a spring interposed between a front end of the air chamber and the back pressure piston, wherein the differential pressure piston is movable in the valve chamber,
The back pressure piston receives a pressing force corresponding to the differential pressure between the pressure from the total pressure inlet and the pressure from the static pressure inlet, and the rear portion of the back pressure piston
The valve opening and closing piston is movable to open and close between the small-diameter flow passage and the secondary side, and the spring has a spring force corresponding to the oil supply regulation pressure. Surge control valve.
ロールバルブであって、 インテークホース先端のインテークカプラ付近を含む、
該給油自動車の上流側の管路に配設されていること、を
特徴とするサージコントロールバルブ。3. The surge control valve according to claim 1, wherein the surge control valve includes a portion near an intake coupler at an end of an intake hose.
A surge control valve, which is disposed in a pipeline on an upstream side of the refueling vehicle.
ロールバルブであって、空港に設けられたハイドラント
給油装置の管路に配設されており、 該ハイドラント給油装置は、貯溜タンクからポンプにて
燃料油を圧送し、該管路の末端にて、該給油自動車のイ
ンテークホース先端のインテークカプラに接続可能とな
っていること、を特徴とするサージコントロールバル
ブ。4. The surge control valve according to claim 1, wherein the surge control valve is disposed in a pipeline of a hydrant refueling device provided at an airport, and the hydrant refueling device is pumped from a storage tank by a pump. A surge control valve for pumping fuel oil, which can be connected to an intake coupler at an end of an intake hose of the refueling vehicle at an end of the pipeline.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP29655799A JP2001114399A (en) | 1999-10-19 | 1999-10-19 | Surge control valve |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP29655799A JP2001114399A (en) | 1999-10-19 | 1999-10-19 | Surge control valve |
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Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR101218251B1 (en) | 2012-05-08 | 2013-01-03 | 김휘태 | Refuel valve |
| JP5887436B1 (en) * | 2015-01-23 | 2016-03-16 | 成田空港給油施設株式会社 | Inspection jig for fuel piping valve |
| CN114151561A (en) * | 2021-12-13 | 2022-03-08 | 芜湖创博智能装备有限公司 | Take flow monitoring's motorised valve |
-
1999
- 1999-10-19 JP JP29655799A patent/JP2001114399A/en active Pending
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR101218251B1 (en) | 2012-05-08 | 2013-01-03 | 김휘태 | Refuel valve |
| JP5887436B1 (en) * | 2015-01-23 | 2016-03-16 | 成田空港給油施設株式会社 | Inspection jig for fuel piping valve |
| CN114151561A (en) * | 2021-12-13 | 2022-03-08 | 芜湖创博智能装备有限公司 | Take flow monitoring's motorised valve |
| CN114151561B (en) * | 2021-12-13 | 2024-03-15 | 芜湖创博智能装备有限公司 | Take flow monitoring's motorised valve |
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