一种感应断流式空中加油对接设备的制作方法

本发明涉及空中加油对接领域，具体涉及一种压力触发式加油对接设备。

背景技术：

空中加油机上的空中加油对接设备被用于在飞行期间将燃料转移至受油机，现有技术中，在飞机空中加油时，空中加油机/待加油机的飞行员通过一系列操作使得送油装置与受油装置完成对接，对接完毕后飞机燃料可通过送油装置输送至受油装置，加油完毕后，需飞行员通过一系列操作将送油装置切换至关闭状态后，再使送油装置与受油装置脱离对接，增大了飞行员的操作难度并增大了风险。

技术实现要素：

为解决现有技术的不足，本发明的目的是提供一种压力触发式加油对接设备，用以解决上述背景中提到的问题，本发明采用的送油触发构件/送油阀受飞机燃料压力的影响并完成状态的自动切换，无需飞行员操作，降低了空中加油过程中的操作难度并降低了风险。

为实现上述技术目的，本发明所采用的技术方案如下。

一种感应断流式空中加油对接设备，包括送油装置、受油装置，所述的送油装置与空中加油机之间设置有送油管且两者之间通过送油管进行连接、并且送油装置用于将空中加油机储存的飞机燃料输送至受油装置，所述的受油装置与待加油机之间设置有输油管且两者之间通过输油管进行连接、并且受油装置用于接收飞机燃料并将其输送至受油机；

所述的送油装置包括送油对接机构、送油阀、感应机构、螺纹连接管、稳流罩、安装外壳，所述的送油对接机构用于与受油装置进行对接，所述的螺纹连接管用于送油装置与送油管之间的连接接通，所述的送油阀用于控制送油管与送油对接机构之间的打开/封闭并且送油阀的运动状态分为可向送油对接机构输送飞机燃料的接通状态、阻止飞机燃料向送油对接机构输送的关闭状态，所述的感应机构用于感应待加油机是否加油完毕并控制送油阀的状态切换；

所述的稳流罩可分为两部分并且分别为圆台段、圆柱段，所述的圆台段为两端开口的圆台形结构，所述的圆柱段为一端开口、另一端封闭的圆形筒体结构，圆台段的小端与圆柱段的开口端同轴连接接通，圆柱段的封闭端同轴开设有贯穿其厚度的通孔；

所述的安装外壳为一端开口、另一端封闭的圆形筒体结构，稳流罩的圆柱段位于安装外壳的开口端与稳流罩的圆台段之间的区域，安装外壳与稳流罩同轴布置并且安装外壳的封闭端同轴开设有贯穿其厚度的连接孔；

所述的送油对接机构包括送油对接管、送油触发构件、磁铁，所述的送油对接管用于与受油装置进行对接，所述的送油触发构件用于打开/封闭送油对接管与受油装置之间的连接接通，所述的磁铁用于使送油触发构件恢复至初始状态；

所述的送油对接管为两端开口的圆形筒体结构并且送油对接管同轴设置于稳流罩的圆柱段内，送油对接管沿自身轴向可分为两部分并且分别为靠近稳流罩圆台段的触发段、靠近稳流罩圆柱段的封闭端的连接段，连接段的外径大于触发段的外径并且两者之间形成有限位台阶二，触发段朝向稳流罩圆台段的开口端面设置有贯穿其厚度并且延伸方向平行于触发段轴向的安装孔，触发段内匹配设置有封闭板并且封闭板与触发段的内腔腔壁之间构成密封式配合，所述的封闭板的外圆面设置有触发凸起并且触发凸起位于安装孔内，触发凸起朝向连接段的面为触发斜面一、并且触发斜面一与触发段外圆面之间的距离沿触发段的轴向并且由连接段指向触发段的方向递减；

所述的送油触发构件安装于安装孔内，送油触发构件包括触发块，触发块铰接设置于安装孔内且铰接轴芯线垂直于送油对接管的轴向、并且触发块与安装孔之间构成转动密封式配合，触发块朝向封闭板的侧面为与触发斜面一接触并且相匹配的触发斜面二，所述的触发斜面一与触发斜面二之间的区域为飞机燃料的流通区；

送油触发构件的运动状态分为触发斜面一与触发斜面二接触并且飞机燃料无法通过流通区的密封状态、触发斜面一与触发斜面脱离接触并且飞机燃料可通过流通区的流通状态，并且送油触发构件的初始状态为密封状态；

所述的送油触发构件沿触发段的圆周方向阵列有若干组，所述的设置于触发段的安装孔、设置于封闭板的触发凸起均对应设置有若干组；

所述的磁铁固定套设于触发段内部，所述的触发块由铁磁性材料制成。

作为本技术方案的进一步改进。

所述的受油装置包括截断阀、连接管、受油对接机构，所述的连接管与输油管之间通过截断阀进行连接接通，所述的截断阀用于感应待加油机是否加油完毕并打开/封闭输油管与连接管之间的连接接通，所述的受油对接机构用于与送油装置进行对接并将飞机燃料输送至连接管；

所述的受油对接机构包括受油对接管、密封衬套，所述的受油对接管为两端开口的管状结构，受油对接管内部设置有同轴开设有呈环形结构的限位槽，所述的密封衬套为两端开口的管状结构且密封衬套同轴套接于受油对接管内部、并且受油对接管与密封衬套之间构成密封式配合；

所述的触发块背离触发段内腔的侧面设置有与设置于受油对接管内的限位槽相对应的限位块；

所述的密封衬套内部套设有密封圈，所述的送油对接管外部对应开设有密封槽。

作为本技术方案的进一步改进。

所述的送油阀包括送油阀体、送油阀芯、送油阀杆、复位弹簧一，所述的感应机构设置于安装外壳内并且感应机构位于安装外壳封闭端与送油阀之间的区域，感应机构包括连接架体、连动架体、伸缩软管，所述的连接架体包括连接板、导向杆，所述的连接板为矩形板体结构且连接板的大面垂直于送油阀杆的轴向、并且连接板的大面中心处开设有贯穿其厚度的出油孔，连接板固定连接于送油阀体的封闭端并且送油阀杆的连动端穿过出油孔，所述的导向杆的引导方向平行于送油阀杆的轴向并且导向杆固定安装于连接板背离送油阀体的大面；

所述的连动架体包括连动板、复位弹簧二，所述的连动板为矩形板体并且连动板的大面垂直于送油阀杆的轴向，连动板上设置有套接凸起且连动板通过套接凸起活动套接于导向杆外部、并且套接凸起与导向杆之间构成滑动导向配合，连动板的大面中心处开设有贯穿其厚度的输油孔并且送油阀杆的连动端与连动板固定连接；

所述的导向杆的自由端设置有外置台阶，所述的复位弹簧二套设于导向杆外部，复位弹簧二的一端与连动板抵触、另一端与外置台阶抵触，复位弹簧二的弹力使连动板沿导向杆的引导方向做靠近连接板的运动；

所述的伸缩软管设置于连接板与连动板之间，伸缩软管的一端与连接板固定连接、另一端与连动板固定连接，所述的输油孔/出油孔均与伸缩软管的内腔连接接通；

所述的螺纹连接管的一端与送油管连接接通、另一端穿过设置于安装外壳封闭端的连接孔并位于安装外壳内并且与连动板固定连接，所述的输油孔与螺纹连接管连接接通；

所述的导向杆设置有四组并且四组导向杆呈四点式分布，所述的设置于连动板的套接凸起、复位弹簧二均对应设置有四组。

本发明与现有技术相比的有益效果在于，空中加油机/待加油机通过送油对接机构与受油对接机构进行对接，对接完成后，送油触发构件在飞机燃料施加的压力作用下由密封状态切换至流通状态，飞机燃料可通过流通区，加油完毕后，截断阀由打开状态切换至封闭状态并使得送油触发构件由流通状态切换至封闭状态，同时感应机构伸展并使得送油阀由接通状态切换至封闭状态，飞机燃料无法通过送油阀流入至送油对接机构，此过程中，送油触发构件/送油阀受飞机燃料压力的影响并完成状态的自动切换，无需飞行员操作，降低了空中加油过程中的操作难度并降低了风险。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所

需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明的结构示意图。

图2为本发明的结构示意图。

图3为本发明的受油装置的结构示意图。

图4为本发明的截断阀的剖视图。

图5为本发明的受油对接管的剖视图。

图6为本发明的受油对接管与密封衬套的剖视图。

图7为本发明的送油装置的剖视图。

图8为本发明的送油对接机构与受油对接机构的配合图。

图9为本发明的送油对接机构的结构示意图。

图10为本发明的送油对接机构的剖视图。

图11为本发明的送油对接管的剖视图。

图12为本发明的送油触发构件的结构示意图。

图13为本发明的送油阀的剖视图。

图14为本发明的送油阀芯的结构示意图。

图15为本发明的感应机构的剖视图。

图16为本发明的连接架体与连动架体的配合图。

图中标示为：

100、受油装置；

110、截断阀；111、截断阀体；112、截断阀芯；113、电动机；

120、连接管；

130、受油对接机构；1310、受油对接管；1311、对接段；1312、固定段；1313、限位环；1320、密封衬套；1321、密封段；1322、缓冲段；1323、缓冲弹簧；1324、密封圈；

200、送油对接机构；

210、送油对接管；211、连接段；212、触发段；213、安装孔；214、封闭板；

220、送油触发构件；221、触发块；222、限位块；

230、磁铁；

300、送油阀；310、送油阀体；320、送油阀芯；321、送油孔；330、送油阀杆；340、复位弹簧一；

400、感应机构；410、连接架体；411、连接板；412、导向杆；420、连动架体；421、连动板；422、复位弹簧二；430、伸缩软管；

500、螺纹连接管。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完

整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

本发明采用送油装置的优越性在于，空中加油机/待加油机通过送油对接机构与受油对接机构进行对接，对接完成后，送油触发构件在飞机燃料施加的压力作用下由密封状态切换至流通状态，飞机燃料可通过流通区，加油完毕后，截断阀由打开状态切换至封闭状态并使得送油触发构件由流通状态切换至封闭状态，同时感应机构伸展并使得送油阀由接通状态切换至封闭状态，飞机燃料无法通过送油阀流入至送油对接机构，此过程中，送油触发构件/送油阀受飞机燃料压力的影响并完成状态的自动切换，无需飞行员操作，降低了空中加油过程中的操作难度并降低了风险。

如图1-16所示，一种感应断流式空中加油对接设备，包括送油装置、受油装置100，所述的送油装置与空中加油机之间设置有送油管且两者之间通过送油管进行连接、并且送油装置用于将空中加油机储存的飞机燃料输送至受油装置100，所述的受油装置100与待加油机之间设置有输油管且两者之间通过输油管进行连接、并且受油装置100用于接收飞机燃料并将其输送至受油机；空中加油机/待加油机的飞行员通过一系列操作使得送油装置与受油装置100完成对接，空中加油机储存的飞机燃料通过送油管、送油装置、受油装置100、输油管输送至待加油机。

如图3-6所示，上述的受油装置100包括截断阀110、连接管120、受油对接机构130，所述的连接管120与输油管之间通过截断阀110进行连接接通，所述的截断阀110用于感应待加油机是否加油完毕并打开/封闭输油管与连接管120之间的连接接通，所述的受油对接机构130用于与送油装置进行对接并将飞机燃料输送至连接管120。

所述的截断阀110包括截断阀体111、截断阀芯112、截断阀杆、电动机113，所述的截断阀体111为两端开口的圆形筒体结构，截断阀体111的一开口与输油管连接接通、另一开口与连接管120连接接通，截断阀体111的壳壁设置有贯穿其厚度的转孔，所述的截断阀芯112设置于截断阀体111内且截断阀芯112为与截断阀体111内腔相匹配的球体结构、并且截断阀芯112设置有贯穿其直径的阀孔，所述的电动机113固定安装于截断阀体111的外圆面并且输出轴轴向垂直于截断阀体111的轴向，所述的截断阀杆的一端与电动机113的动力输出端同轴固定连接、另一端穿过转孔并与截断阀芯112固定连接。

所述的截断阀110的运动状态分为设置于截断阀芯112的阀孔与截断阀体111内腔接通的打开状态、设置于截断阀芯112的阀孔与截断阀体111内腔未接通的封闭状态；当截断阀110处于打开状态时，飞机燃料可通过连接管120、截断阀110、输油管输送至待加油机，当待加油机加油完毕后，电动机113运行并使得截断阀杆绕自身轴向转动，截断阀杆转动并牵引截断阀芯112同步转动，直至截断阀110处于封闭状态。

所述的受油对接机构130包括受油对接管1310、密封衬套1320，所述的受油对接管1310为两端开口的管状结构，受油对接管1310内部设置有同轴开设有呈环形结构的限位槽，所述的密封衬套1320为两端开口的管状结构且密封衬套1320同轴套接于受油对接管1310内部、并且受油对接管1310与密封衬套1320之间构成密封式配合。

更为具体的，由于在送油装置与受油装置100对接的过程中受风流等因素影响，使得受油对接机构130与送油装置之间会发生碰撞现象，为了避免碰撞对受油对接机构130/送油装置造成损坏，所述的受油对接管1310与密封衬套1320之间设置有缓冲弹簧1323，具体的，所述的受油对接管1310沿自身轴向可分为两部分并且分别为呈一体结构的对接段1311、固定段1312，对接段1311的内径大于固定段1312的内径并且两者连接处形成有缓冲台阶一，固定段1312的自由端与连接管120连接接通并且限位槽开设于固定段1312内腔，所述的密封衬套1320沿自身轴向可分为两部分并且分别为呈一体结构的密封段1321、缓冲段1322，密封段1321与对接段1311之间、缓冲段1322与固定段1312之间均构成滑动密封式配合，密封段1321的外径大于缓冲段1322的外径并且两者连接处形成有缓冲台阶二，密封段1321的内径大于缓冲段1322的内径并且两者之间形成有限位台阶一，所述的缓冲弹簧1323设置于缓冲台阶一与缓冲台阶二之间，缓冲台阶一设置有容置孔一并且缓冲台阶二设置有与容置孔一同轴布置的容置孔二，缓冲弹簧1323的一端与容置孔一的孔底抵触、另一端与容置孔二的孔底抵触，缓冲弹簧1323的弹力使得密封段1321沿自身轴向做远离缓冲台阶一的运动，优选的，所述的缓冲弹簧1323沿缓冲台阶一/缓冲台阶二的圆周方向阵列有若干组，所述的设置于缓冲台阶一的容置孔一、设置于缓冲台阶二的容置孔二均对应设置有若干组。

更为优化的，为了防止缓冲弹簧1323的弹力使得密封段1321沿自身轴向运动至对接段1311外部，所述的对接段1311的自由端匹配设置有用于限制密封段1321沿自身轴向运动的限位环1313。

如图7所示，上述的送油装置包括送油对接机构200、送油阀300、感应机构400、螺纹连接管500、稳流罩、安装外壳，所述的送油对接机构200用于与受油对接机构130对接并使得送油装置与受油装置100之间连接接通，所述的螺纹连接管500用于送油装置与送油管之间的连接接通，所述的送油阀300用于控制送油管与送油对接机构200之间的打开/封闭并且送油阀300的运动状态分为可向送油对接机构200输送飞机燃料的接通状态、阻止飞机燃料向送油对接机构200输送的关闭状态，所述的感应机构400用于感应待加油机是否加油完毕并控制送油阀300的状态切换。

所述的稳流罩可分为两部分并且分别为圆台段、圆柱段，具体的，所述的圆台段为两端开口的圆台形结构，所述的圆柱段为一端开口、另一端封闭的圆形筒体结构，圆台段的小端与圆柱段的开口端同轴连接接通，圆柱段的封闭端同轴开设有贯穿其厚度的通孔。

所述的安装外壳为一端开口、另一端封闭的圆形筒体结构，稳流罩的圆柱段位于安装外壳的开口端与稳流罩的圆台段之间的区域，安装外壳与稳流罩同轴布置并且安装外壳的封闭端同轴开设有贯穿其厚度的连接孔。

如图7-12所示，上述的送油对接机构200包括送油对接管210、送油触发构件220、磁铁230，所述的送油对接管210用于与受油对接机构130进行对接，所述的送油触发构件220用于打开/封闭送油对接管210与受油对接管1310之间的连接接通，所述的磁铁230用于使送油触发构件220恢复至初始状态。

所述的送油对接管210为两端开口的圆形筒体结构并且送油对接管210同轴设置于稳流罩的圆柱段内，送油对接管210沿自身轴向可分为两部分并且分别为靠近稳流罩圆台段的触发段212、靠近稳流罩圆柱段的封闭端的连接段211，连接段211的外径大于触发段212的外径并且两者之间形成有限位台阶二，触发段212朝向稳流罩圆台段的开口端面设置有贯穿其厚度并且延伸方向平行于触发段212轴向的安装孔213，触发段212内匹配设置有封闭板214并且封闭板214与触发段212的内腔腔壁之间构成密封式配合，所述的封闭板214的外圆面设置有触发凸起并且触发凸起位于安装孔213内，触发凸起朝向连接段211的面为触发斜面一、并且触发斜面一与触发段212外圆面之间的距离沿触发段212的轴向并且由连接段211指向触发段212的方向递减。

所述的送油触发构件220安装于安装孔213内，送油触发构件220包括触发块221，触发块221铰接设置于安装孔213内且铰接轴芯线垂直于送油对接管210的轴向、并且触发块221与安装孔213之间构成转动密封式配合，触发块221朝向封闭板214的侧面为与触发斜面一接触并且相匹配的触发斜面二，所述的触发斜面一与触发斜面二之间的区域为飞机燃料的流通区，触发块221背离触发段212内腔的侧面设置有与设置于受油对接管1310内的限位槽相对应的限位块222。

送油触发构件220的运动状态分为触发斜面一与触发斜面二接触并且飞机燃料无法通过流通区的密封状态、触发斜面一与触发斜面脱离接触并且飞机燃料可通过流通区的流通状态，并且送油触发构件220的初始状态为密封状态。

所述的磁铁230固定套设于触发段212内部，所述的触发块221由铁磁性材料制成。

送油对接机构200与受油对接机构130之间的对接过程，具体表现为：空中加油机/待加油机的飞行员通过一系列操作使得受油对接管1310套设于送油对接管210外部，直至设置于密封衬套1320的限位台阶一与设置于送油对接管210的限位台阶二抵触时，受油对接管1310与送油对接管210之间完成对接，即送油对接机构200与受油对接机构130之间完成对接，并且该对接过程中，缓冲弹簧1323避免了受油对接管1310与送油对接管210之间发生碰撞并对两者造成损坏；

飞机燃料通过送油管、螺纹连接管500、感应机构400、送油阀300输送至送油对接管210内，当飞机燃料对触发块221的压力大于磁铁230对触发块221的吸引力时，触发块221做背离送油对接管210内腔的转动，从而使得送油触发构件220由密封状态切换至流通状态，飞机燃料可通过流通区、送油对接管210朝向稳流罩圆台段的开口、受油对接管1310、连接管120、截断阀110、输油管流入待加油机，同时触发块221转动并牵引限位块222同步转动、并使得限位块222转到至设置于受油对接管1310内的限位槽内，受油对接管1310与送油对接管210之间通过设置于密封衬套1320的限位台阶一与设置于送油对接管210的限位台阶二的配合、限位块222与设置于受油对接管1310内的限位槽的配合完成固定连接；

待加油机加油完毕后，截断阀110由打开状态切换至封闭状态，此时送油对接管210内的飞机燃料对触发块221的压力、受油对接管1310内的飞机燃料对触发块221的压力达成平衡，触发块221在磁铁230的磁力作用下由流通状态切换至密封状态。

更为优化的，由于空中不稳定因素较多，为避免空中加油过程受到不稳定因素干扰，同时为了降低空中加油过程所用时间，所述的送油触发构件220沿触发段212的圆周方向阵列有若干组，所述的设置于触发段212的安装孔213、设置于封闭板214的触发凸起均对应设置有若干组。

更为优化的，为了使受油对接管1310与送油对接管210之间的密封性更佳，所述的密封衬套1320内部套设有密封圈1324，所述的送油对接管210外部对应开设有密封槽。

如图13-14所示，上述的送油阀300包括送油阀体310、送油阀芯320、送油阀杆330、复位弹簧一340，所述的送油阀体310为一端靠口、另一端封闭的圆形筒体结构且封闭端同轴开设有进油孔、并且送油阀体310与送油对接管210同轴布置，送油阀体310的开口端位于稳流罩内并且与送油对接管210同轴固定连接，送油阀体310的封闭端穿过设置于稳流罩的通孔、安装外壳的开口并位于安装外壳内，送油阀体310的外部与稳流罩圆柱段的封闭端之间设置有紧固件并且两者之间通过紧固件进行固定连接。

所述的送油阀芯320为一端开口、另一端封闭的圆形筒体结构，送油阀芯320设置于送油阀体310内且送油阀芯320与送油阀体310之间构成密封式滑动导向配合、并且送油阀芯320的开口端朝向送油阀体310的封闭端，送油阀芯320的外圆面开设有与其内腔连接接通的送油孔321，送油阀300处于接通状态时，设置于送油阀芯320的送油孔321与送油对接管210内腔连接接通，送油阀300处于关闭状态时，设置于送油阀芯320的送油孔321与送油对接管210内腔之间脱离接通，送油阀300的初始状态为接通状态，优选的，为了降低空中加油过程所用时间，所述的送油孔321沿送油阀芯320的圆周方向阵列有若干组。

所述的送油阀杆330与送油阀体310同轴布置，送油阀杆330的一端与送油阀芯320同轴固定连接、另一端为连动端并且连动端穿过设置于送油阀体310封闭端的进油孔并位于安装外壳内。

所述的复位弹簧一340套设于送油阀杆330外部，复位弹簧一340的一端与送油阀芯320的内腔腔底抵触、另一端与送油阀体310的内腔腔底抵触，复位弹簧一340的弹力使得送油阀芯320沿送油阀杆330轴向做远离送油阀体310封闭端的运动。

送油阀300的状态切换过程，具体表现为：送油阀300处于接通状态，飞机燃料可通过送油管、螺纹连接管500、感应机构400、设置于送油阀体310封闭端的进油孔、送油阀体310内腔、送油阀芯320外圆面的送油孔321流入送油对接管210内；

待加油机加油完毕后，感应机构400牵引送油阀杆330沿自身轴向做远离送油对接管210的运动，送油阀杆330运动并牵引送油阀芯320同步运动，直至设置于送油阀芯320外圆面的送油孔321与送油对接管210内腔之间脱离接通，此时送油阀300由接通状态切换至关闭状态。

如图15-16所示，上述的感应机构400设置于安装外壳内并且感应机构400位于安装外壳封闭端与送油阀300之间的区域，感应机构400包括连接架体410、连动架体420、伸缩软管430，所述的连接架体410包括连接板411、导向杆412，所述的连接板411为矩形板体结构且连接板411的大面垂直于送油阀杆330的轴向、并且连接板411的大面中心处开设有贯穿其厚度的出油孔，连接板411固定连接于送油阀体310的封闭端并且送油阀杆330的连动端穿过出油孔，所述的导向杆412的引导方向平行于送油阀杆330的轴向并且导向杆412固定安装于连接板411背离送油阀体310的大面。

所述的连动架体420包括连动板421、复位弹簧二422，所述的连动板421为矩形板体并且连动板421的大面垂直于送油阀杆330的轴向，连动板421上设置有套接凸起且连动板421通过套接凸起活动套接于导向杆412外部、并且套接凸起与导向杆412之间构成滑动导向配合，连动板421的大面中心处开设有贯穿其厚度的输油孔并且送油阀杆330的连动端与连动板421固定连接。

所述的导向杆412的自由端设置有外置台阶，所述的复位弹簧二422套设于导向杆412外部，复位弹簧二422的一端与连动板421抵触、另一端与外置台阶抵触，复位弹簧二422的弹力使连动板421沿导向杆412的引导方向做靠近连接板411的运动。

所述的伸缩软管430设置于连接板411与连动板421之间，伸缩软管430的一端与连接板411固定连接、另一端与连动板421固定连接，所述的输油孔/出油孔均与伸缩软管430的内腔连接接通。

所述的螺纹连接管500的一端与送油管连接接通、另一端穿过设置于安装外壳封闭端的连接孔并位于安装外壳内并且与连动板421固定连接，所述的输油孔与螺纹连接管500连接接通。

感应机构400的工作过程，具体表现为：当触发块221在磁铁230的磁力作用下由流通状态切换至密封状态后，飞机燃料无法通过流通区，从而使得飞机燃料堆积于伸缩软管430处并使得伸缩软管430伸展，伸缩软管430伸展并使得连动板421沿导向杆412的引导方向做远离连接板411的运动，连动板421运动并牵引送油阀杆330同步运动，从而使得送油阀300由接通状态切换至关闭状态；

空中加油机/待加油机的飞行员通过一系列操作使得送油对接管210与受油对接管1310脱离对接，而后，复位弹簧一340的弹力使得送油阀300恢复至初始状态，即接通状态；同时复位弹簧二422使得连动架体420恢复至初始状态。

更为优化的，为了使得连动板421沿导向杆412引导方向的运动过程更加平稳顺利，所述的导向杆412设置有四组并且四组导向杆412呈四点式分布，所述的设置于连动板421的套接凸起、复位弹簧二422均对应设置有四组。

一种采用压力触发式进行燃料输送的空中加油方法，其步骤在于：

s1：空中加油机/待加油机的飞行员通过一系列操作使得送油装置与受油装置100完成对接；

所述的受油装置100与待加油机之间设置有输油管且两者之间通过输油管进行连接接通，受油装置100包括截断阀110、连接管120、受油对接机构130，所述的连接管120与输油管之间通过截断阀110进行连接接通，所述的截断阀110用于感应待加油机是否加油完毕并打开/封闭输油管与连接管120之间的连接接通，所述的受油对接机构130用于与送油装置进行对接并将飞机燃料输送至连接管120；

所述的截断阀110的运动状态分为飞机燃料可通过截断阀110向输油管流入的打开状态、截断阀110阻止飞机燃料向输油管流入的封闭状态；

所述的送油装置与空中加油机之间设置有送油管且两者之间通过送油管进行连接，送油装置包括送油对接机构200、送油阀300、感应机构400、螺纹连接管500，所述的送油对接机构200用于与受油对接机构130对接并使得送油装置与受油装置100之间连接接通，所述的螺纹连接管500用于送油装置与送油管之间的连接接通，所述的送油阀300用于控制送油管与送油对接机构200之间的打开/封闭并且送油阀300的运动状态分为可向送油对接机构200输送飞机燃料的接通状态、阻止飞机燃料向送油对接机构200输送的关闭状态，所述的感应机构400用于感应待加油机是否加油完毕并控制送油阀300的状态切换；

s2：所述的送油对接机构200包括送油对接管210、送油触发构件220、磁铁230，所述的送油对接管210用于与受油对接机构130进行对接，所述的送油触发构件220用于打开/封闭送油对接管210与受油对接管1310之间的连接接通，所述的磁铁230用于使送油触发构件220恢复至初始状态；

所述的送油对接管210为两端开口的圆形筒体结构，送油对接管210沿自身轴向可分为两部分并且分别为触发段212、连接段211，触发段212朝向稳流罩圆台段的开口端面设置有贯穿其厚度并且延伸方向平行于触发段212轴向的安装孔213，触发段212内匹配设置有封闭板214并且封闭板214与触发段212的内腔腔壁之间构成密封式配合，所述的封闭板214的外圆面设置有触发凸起并且触发凸起位于安装孔213内，触发凸起朝向连接段211的面为触发斜面一、并且触发斜面一与触发段212外圆面之间的距离沿触发段212的轴向并且由连接段211指向触发段212的方向递减；

所述的送油触发构件220安装于安装孔213内，送油触发构件220包括触发块221，触发块221铰接设置于安装孔213内且铰接轴芯线垂直于送油对接管210的轴向、并且触发块221与安装孔213之间构成转动密封式配合，触发块221朝向封闭板214的侧面为与触发斜面一接触并且相匹配的触发斜面二，所述的触发斜面一与触发斜面二之间的区域为飞机燃料的流通区；

送油触发构件220的运动状态分为触发斜面一与触发斜面二接触并且飞机燃料无法通过流通区的密封状态、触发斜面一与触发斜面脱离接触并且飞机燃料可通过流通区的流通状态，并且送油触发构件220的初始状态为密封状态。

所述的磁铁230固定套设于触发段212内部，所述的触发块221由铁磁性材料制成；

送油装置与受油装置100完成对接后，飞机燃料通过送油管、螺纹连接管500、感应机构400、送油阀300输送至送油对接管210内，当飞机燃料对触发块221的压力大于磁铁230对触发块221的吸引力时，触发块221做背离送油对接管210内腔的转动，从而使得送油触发构件220由密封状态切换至流通状态，飞机燃料可通过流通区、送油对接管210开口、受油对接机构130、连接管120、截断阀110、输油管流入待加油机；

s3：待加油机加油完毕后，截断阀110由打开状态切换至封闭状态，此时触发块221在磁铁230的磁力作用下由流通状态切换至密封状态，飞机燃料无法通过流通区，从而使得飞机燃料堆积于感应机构400处并使得感应机构400牵引送油阀300由接通状态切换至关闭状态；

s4：空中加油机/待加油机的飞行员通过一系列操作使得送油装置与受油装置100脱离对接。

本发明中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处。综上所述，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。