专利名称：除水系统的制作方法
技术领域：
本发明涉及从燃料箱除水的方法和设备。
背景技术：
US4809934描述了一种用于在机上处理航空器燃料箱中的水的系 统。水被抽入喷射泵并散布在燃料箱中以供航空器发动机消耗。 US4809934的结构的一个问题在于，只有在燃料箱为空时才能完全除水。 而且，散布在燃料箱中的水在低温下可能在燃料箱中产生"雪花"或导 致结冰。同时，提供了仅一个燃料泵，所以在该泵出现故障的情况下没 有冗余。
发明内容
本发明的第一方面提供了一种燃料注入及除水系统，该系统包括-第一燃料泵和第二燃料泵，该第一燃料泵和第二燃料泵各构成为从相 同的燃料箱中收集燃料并将向发动机中注入该燃料；以及除水线路，其 将燃料箱中的进水口联接到所述第一泵，其中，所述第一泵构成为以
比所述第二泵更高的速率向所述发动机注入燃料，除非所述第一泵发生 故障。
本发明的第二方面提供了一种利用第一方面的系统从燃料箱中去除
水的方法，所述方法包括以下步骤利用所述除水线路将水供给至所述 第一泵；利用所述第一泵以比所述第二泵更高的速率向所述发动机注入 燃料；以及在所述第一泵发生故障时，利用所述第二泵以比所述第一泵 更高的速率向所述发动机注入燃料。
在第一泵发生故障的情况下，第二泵提供了冗余性的部件。将第一 泵构成为以比第二泵更高的速率向发动机注入燃料，这确保了第二泵不会干扰第一泵的除水功能。
可以采用各种技术来确保第一泵以比第二泵更高的速率向发动机注 入燃料。在一个实施方式中，第一燃料泵还包括带有在第一压力下关闭 的阀门的再循环出口 ，并且第二燃料泵还包括带有在比第一压力低的第 二压力下关闭的阀门的再循环出口。在另一个实施方式中，泵具有彼此 并联联接的各自的输出线路，并且第一燃料泵的出口压力比所述第二燃 料泵的出口压力高。可以设想到用于实现相似结果的其他技术。
水可以通过电泵喷射到第一泵中。然而，这将带来要将电源线布置 到燃料箱中的问题。因此，优选借助喷射泵将水喷射到第一泵中。使用 喷射泵(代替电泵)意味着不需要额外的电力、以及附随的线缆、控制 和安全方面的考虑。
喷射泵可以设置在将燃料入口联接到第一泵的泵输入线路中，或者 喷射泵可以设置在再循环线路中，再循环线路将燃料从第一泵的出口再 循环至第一泵的入口。在前者的情况下，水的流速与泵输入线路中燃料 的流速成比例，因此泵输入线路中的水的浓度保持相对恒定，而与燃料 流速无关。在一些情况下可以优选后者，这是因为在泵输入线路中不需 要收縮部，并且在泵输入线路中不需要额外的构造。
喷射泵可以包括文丘里收縮部，除水线路的出口位于该文丘里收縮 部附近。可选地，喷射泵可以包括吸入管。
第一燃料泵可以包括再循环输出部以及再循环线路，再循环线路将 再循环出口联接到第一泵的入口。再循环输出部可用于使泵"降速率
(de-rate)"，再循环输出部并未通至燃料箱，而是利用再循环线路使流动 联接回泵入口。这确保喷射到泵中的水不会重新散布到燃料箱中。如上 所述，再循环输出部还可以用于为喷射泵提供动力。
本发明第一和第二方面的方法和系统可以用于航空器燃料箱中，或 者任何其他类型的倾向于收集水的燃料箱。
在航空器的起飞和爬升期间，燃料速率相对较高，因此在飞行的这 些阶段可以更快地从燃料箱中去除水。因此，优选所述除水线路构成为 从一个或更多个进水口收集水，燃料箱具有位于箱的底部的区域，在起
5飞或爬升期间水蓄积在该区域中，并且进水口中的至少一个进水口位于 该区域的附近以在起飞或爬升期间收集水。
本发明的第三方面提供了一种安装在航空器的燃料箱中的除水系 统，该除水系统构成为从一个或更多个进水口收集水，并将水供给至 所述航空器的发动机，所述燃料箱具有位于所述箱的底部的第一区域， 在起飞或爬升期间水蓄积在该第一区域中，其中，所述进水口中的至少 一个进水口位于所述第一区域的附近以在起飞或爬升期间收集水。
本发明的第四方面提供了一种从航空器的燃料箱中去除水的方法， 该方法包括在起飞或爬升期间从位于所述燃料箱的底部的蓄积部收集 水，并将所述水供给至航空器的发动机。
优选地，燃料箱具有位于箱底部的第二区域，当航空器处于地面上 时水蓄积在第二区域中，并且所述系统没有邻近该第二区域的进水口。
典型地，第一区域相对于所述航空器的行进方向，朝所述燃料箱的 后侧偏移。
现在参照附图描述本发明的实施方式，附图中 图1表示航空器；
图2表示航空器的燃料系统的一部分； 图3是除水泵的详细图4表示在除水泵上没有再循环线路的可选燃料系统的一部分； 图5表示图4的燃料箱和除水泵的详细图； 图6表示吸入管的变型；以及
图7是表示另一可选燃料系统的一部分的平面图。
具体实施例方式
参照图l,航空器1包括载有一对机翼的机身2，左机翼标为3。每 个机翼载有发动机，在图1中左侧发动机标为4。发动机包括高压燃料泵 (未示出)，高压燃料泵要求最小入口压力，通常达到5-10 psig (磅力/平方英寸，表压pound-force per square inch gauge)。
各个发动机的燃料储存在中央箱和一个或更多个机翼箱中。在以下 图2-7给出的示例中，仅描述了单个机翼箱，但实际上还存在另外的机翼 箱。
图2是表示中央箱10和用于左侧机翼3的机翼箱11的示意图。
中央箱10具有电驱动的燃料泵12，电驱动的燃料泵12具有从箱10 收集燃料的输入线路13、以及结合有止回阀以防止回流入泵的出口 14, 出口 14串联联接到通向发动机4的燃料线路15。
机翼箱11包括一对结构类似(而且也与燃料泵12类似)的电驱动 的燃料泵20、 21，因此等同的部件使用相同的参照标记。各个燃料泵20、 21包括用于从箱收集燃料的输入线路22、 31、以及结合有止回阔以防止 回流入泵的主出口 23。主出口 23串联联接到输出线路24。多条输出线 路24又彼此并联地联接到燃料线路15，并且输出线路24与中央箱10中 的泵12并联。各个泵20、 21还具有再循环出口 25，再循环出口 25与主 出口和止回阀23并联地联接到入口线路22、 31。再循环出口25通向减 压阀26，当燃料压力超过24psig时减压阀26打开。阀26包括与阀座接 合的弹簧加载部件，并且在压力超过24psig时克服弹力而打开。从而可 通过调节弹簧的压縮程度来调节阀打幵的压力点。隶属于第二泵20的阀 26通向燃料箱，而隶属于第一(除水)泵21的阀26通向再循环线路30， 再循环线路30用于使流动再循环回输入线路31 。
所述箱按如下顺序工作。
1. 中央箱仅仅在飞行超过约2小时的情况下使用。因为从机翼箱提 供所有燃料，所以在不用时该箱为空，并且泵12未接通。
2. 当在起飞之前发动机启动时，中央箱泵12和机翼箱泵20、 21工 作。来自中央箱泵12的燃料供给压力约为40psig，该压力使得减压阀26 自动完全打开以对机翼箱泵20、 21进行"降速率(de-mte)"。也就是说， 在中央箱泵工作时，减压阀26打开，来自中央箱的流动优先于来自机翼 箱的流动，因为机翼泵20、 21仅仅使燃料再循环。止回阀23防止任何 来自中央箱的高压燃料流入机翼箱中。3.在起飞时，中央箱泵12被切断，第一泵21上的减压阀26响应 于压力降低而自动关闭，并且从机翼箱提供所有燃料。为了冗余性而在 机翼箱中设置两个泵20、 21。也就是说，如果一个泵发生故障，那么另 一泵独自能够以在起飞和爬升期间所需的速率注入燃料。在起飞后的短 时间内，中央箱泵12接通，第一泵上的减压阀26再次打开以允许机翼 箱中完全再循环，使得发动机全部由中央箱供给。当中央箱为空时，燃 料线路15中的压力下降，使得减压阀26再次自动关闭。因而继续从机 翼箱提供燃料，并且中央箱泵12再次切断。
再循环泵20、 21的问题在于，供入泵中的任何水都将被雾化并重新 散布到箱ll中，从而在高空遇到低温时在箱中产生"雪花"或导致结冰。 一旦航空器处于巡航高度，外部温度就很低并且箱温度在约30分钟内将 冷却至水的凝固点以下。在水凝固后直到航空器解冻都无法从箱中去除 水。
图2所示的除水线路30从机翼箱11的储槽中收集水，并将水喷射 到泵21的输入线路31中。再循环管30防止这些水再循环到机翼箱11 中，并且防止可能导致上面描述的"雪花"或结冰问题。
在图3中更具体地示出了除水系统。输入线路31具有燃料入口 36 (结合有过滤器)和包括文丘里管33的喷射泵，燃料入口 36位于燃料 箱的箱体内，文丘里管33围绕泵输入线路的周边延伸。文丘里管33位 于Y型连接汇合部34的上游，再循环线路30与入口线路31在Y型连 接汇合部34处连通。除水线路32具有位于燃料箱的储槽中的进水口 35、 以及位于文丘里管33的喉部的出口孔。文丘里管33的喉部的低压将水 从进水口 35吸入到泵输入线路31中，并将其喷射到主流中。通过在燃 料入口 36的下游的汇合部(即，文丘里管33的喉部中的出口)将水喷 射到泵输入线路31中，从而系统可以确保将水直接输送到泵21。
使用文丘里管的效果在于，确保以与通过泵输入线路的燃料流成比 例的速率进行送水。将文丘里管33设计成只在起飞和爬升期间以高速 流吸入足量的水。因此水的浓度被自动限制在发动机可接受的水平。
再循环线路30防止任何吸入的水散布回箱11中。因为汇合部34位于文丘里管33的下游，因此再循环线路30还将通过文丘里管33的流限 制到离开机翼箱的泵流中。在起飞和爬升期间，这主要是发动机流。
图3所示的除水系统是完全自动的并且通过入口线路31中的燃料的 液压作用来提供动力。因此，对于除水系统而言，不需要通向燃料箱的 供电线路或数据线。
图3的系统的缺点是
与第二泵20的性能相比，第一泵21的性能可能降低。
与泵20上的顺序阀26的性能相比，泵21上的顺序阀26的性能 可能降低。
再循环线路30可能具有使其不便于安装的尺寸和复杂度。 图4 6所示的燃料系统解决了这些问题。图4 6所示的燃料系统 与图2所示的燃料系统类似，并且对类似的特征给予相同的参照标记。 在图4 6的系统中，省略了再循环线路30，并且第一泵21上的顺序阀 26'将燃料再循环至箱中(与第二泵20上的顺序阀26类似)。如图5所示， 除水系统拥有一对除水线路32a、 32b，除水线路32a、 32b并排地位于喷 射泵文丘里管33的喉部两侧。
水趋向于在机翼箱底部43的最低区域蓄积，该区域根据航空器的方 位不同而改变。当航空器位于地面上时，最低区域是图6中42所指的区 域。在图6的示例中，机翼箱的底部是弯曲的，因此区域42接近机翼箱 的中央。在起飞时航空器向上倾斜很陡的角度，因此水的蓄积部移动到 图6中41所指的不同区域上，该区域41相对于航空器的行进方向，朝 水箱的后侧偏移。在爬升期间中，该角度变得不那么陡，从而蓄积部移 动到区域40，该区域40仍然相对于航空器的行进方向朝机翼箱的后侧偏 移，但比区域41的偏移程度小。除水线路32a的入口 35a位于区域40 附近，而除水线路32b的入口35b则位于区域41附近。这确保在顺序阀 26，关闭时，只在起飞和爬升期间抽取(pickup)水。当航空器位于地面 上时，顺序阀26，打开(由于中央箱泵正在输送较高压燃料)，但没有水 将被抽取并被再循环到箱中。这是因为在航空器位于地面上时水趋向 于聚集的区域42附近，没有邻近区域42的清除入口。隶属于除水泵21的顺序阀26，的压力设置被设定为高于泵20上的顺 序阀26的压力设置。这就确保了在起飞和爬升期间只有泵21将输送燃 料，除非该泵发生故障，而在该泵发生故障时泵20将接管。图2的系统 中的顺序阀26也具有这样的差压设置。
由于在起飞和爬升期间仅从除水泵21输送燃料，因此输送至发动机 的水量被最大化。这是因为，由泵21抽取的流量的绝大部分(在70% 95%之间)将被输送至发动机，而只有一小部分(在5% 30%之间)将 被再循环至箱中。相反，如果在起飞和爬升期间顺序阀26、 26'都打开， 则由泵21抽取的流量中的一小部分(在35% 46%之间)会被输送至发 动机，而其余部分(在54% 65%之间)会再循环到箱中。
在图6中示出了除水线路与泵输入线路之间的喷射泵接口的变型。 在该情形下，泵输入线路31的壁平行(即，不存在文丘里管)，并且除 水线路32a、 32b插入到吸入管50内，吸入管50穿过泵输入线路31的 壁并向流动方向弯曲90。。吸入管50在线路31中产生收縮部，从而致 使在管50的出口压力下降。在文丘里效应的作用下，该下降后的压力将 水从吸入管50抽入到线路31的中央部。
中央箱10可以具有US4809934中所描述的类型的除水系统(未图 示)，或者具有以上参照图4 6 (但不具有再循环出口)而描述的类型的 除水系统。
图7所示的燃料系统与图2和图4所示的燃料系统类似，因此对类 似的特征赋予相同的参照标号。注意，图7是航空器的X方向(即，行 进方向)垂直指向下方的俯视图，而图6是X方向(未图示)水平指向 左方的侧视图。
在图7中示出了中央箱10的燃料清除系统。该燃料清除系统包括一 组3个连接至喷射泵61的清除入口。喷射泵61的动力流由线路60提供， 线路60从燃料线路15分支出来，并将燃料供给回输入线路13。
源自泵20、 21的输出线路24在汇合部68处彼此并联地联接，顺着 主燃料线路，汇合部68在汇合部69的上游。
在图7中，64指示出了航空器位于地面上时的最低区域。在起飞和
10爬升时航空器以很陡的角度向上倾斜，因此水的蓄积部移回到不同区域
65，该区域65相对于航空器的行进方向X，朝水箱11的后侧偏移。这 确保了在顺序阀26'关闭时，只在起飞和爬升期间抽取水。当航空器位于 地面上时，顺序阀26，打开，但没有水将被抽取并且被再循环到箱中。这 是因为在航空器位于地面上时水趋向于聚集的区域64附近，没有清除 入口。
与图2和图4中喷射泵形成在泵输入线路31中的结构相反，使用了 独立喷射泵70，该喷射泵70的动力流由用于将燃料再循环回输入线路 31中的再循环线路66提供。这意味着在燃料输入线路31中不需要任何 构造。
再循环线路66的出口 74位于燃料入口 72上游的燃料箱中，但是与 燃料入口 72充分接近(并且朝向燃料入口 72)，使得来自再循环线路66 的绝大部分流量都能够被燃料入口 72抽取。可选地，再循环线路66的 输出部可以位于燃料入口 72下游的输入线路31内。
线路73将来自泵20、 21 二者的燃料都供给至外部的机翼箱，以为 另外的燃料清除线路(未图示)提供动力流。
在泵20、 21二者都发生故障时，重力供给线路74通过重力作用向 发动机供给燃料。
在上述实施方式中，泵20、 21相同并具有相同的出口压力。第一泵 21配置成为通过将第一泵21的顺序阀设定为具有更高的压力，而以比 第二泵20更高的速率向发动机注入燃料。在本发明的其他的实施方式中， 可以完全省略顺序阀26、 26，，并且在此情况下第一泵21是比第二泵20 具有更高出口压力的更大的泵。这种出口压力的不同与将顺序阀设定为 不同二者的效果类似，即可以确保只有很少的燃料或者没有燃料由第 二泵20供给发动机，除非第一泵21发生故障。
尽管以上已经参照一个或更多个优选实施方式描述了本发明，但应 理解，在不脱离所附权利要求书限定的本发明范围的情况下可进行各种 改变或修改。
ii
权利要求
1、一种燃料注入及除水系统，该系统包括第一燃料泵和第二燃料泵，该第一燃料泵和第二燃料泵各构成为从相同的燃料箱中收集燃料并向发动机注入燃料；以及除水线路，其将所述燃料箱中的进水口联接到所述第一泵，其中，所述第一泵构成为以比所述第二泵更高的速率向所述发动机注入燃料，除非所述第一泵发生故障。
2、 根据权利要求1所述的系统，该系统还包括将燃料入口联接到所 述第一泵的泵输入线路，其中，所述除水线路经由位于所述燃料入口下 游的汇合部将所述进水口联接到所述泵输入线路。
3、 根据权利要求2所述的系统，其中，所述泵输入线路具有收縮部， 并且所述汇合部位于该收縮部的附近，从而所述泵输入线路中的燃料的 液压作用通过文丘里效应将水从所述除水抽入所述泵输入线路中。
4、 根据权利要求3所述的系统，其中，所述汇合部包括位于所述泵 输入线路的所述收縮部中的开口 。
5、 根据权利要求3或4所述的系统，其中，所述泵输入线路中的所 述收縮部围绕所述泵输入线路的周边延伸。
6、 根据权利要求2至权利要求5中任意一项所述的系统，其中，所 述除水线路穿过所述泵输入线路的壁。
7、 根据权利要求1所述的系统，所述系统还包括将燃料入口联接到 所述第一泵的泵入口的泵输入线路，其中，所述除水线路具有位于所述 燃料箱中的出口 ，该出口邻近所述燃料入口并朝向所述燃料入口 。
8、 根据前述权利要求中任意一项所述的系统，其中，所述第一燃料 泵还包括再循环出口，并且所述系统还包括再循环线路，该再循环线路 将所述再循环出口联接到所述泵入口 。
9、 根据前述权利要求中任意一项所述的系统，其中，所述第一燃料 泵还包括带有在第一压力下关闭的阀门的再循环出口，并且其中，所述 第二燃料泵还包括带有在比所述第一压力低的第二压力下关闭的阀门的再循环出口。
10、 根据前述权利要求中任意一项所述的系统，其中，多个所述泵 具有彼此并联联接的各自的输出线路，并且所述第一燃料泵的出口压力 比所述第二燃料泵的出口压力高。
11、 根据前述权利要求中任意一项所述的系统，其中，所述发动机 是航空器发动机。
12、 根据权利要求ll所述的系统，其中，所述除水线路构成为从 一个或更多个进水口收集水，所述燃料箱具有位于所述箱底部的区域， 在起飞或爬升期间中水蓄积在该区域中，并且所述进水口中的至少一个 进水口位于所述区域的附近以在起飞或爬升期间收集水。
13 、 一种利用前述权利要求任意一项所述的系统从燃料箱中去除水 的方法，所述方法包括以下步骤利用所述除水线路将水供给至所述第一泵；利用所述第一泵以比所述第二泵更高的速率向所述发动机注入燃 料；以及在所述第一泵发生故障时，利用所述第二泵以比所述第一泵更高的 速率向所述发动机注入燃料。
14、 一种从航空器的燃料箱中去除水的方法，该方法包括以下步骤 在起飞或爬升期间，从位于所述燃料箱的底部的蓄积部收集水，并将所述水供给至所述航空器的发动机。
15、 一种安装在航空器的燃料箱中的除水系统，该除水系统构成为 从一个或更多个进水口收集水，并将所述水供给至所述航空器的发动机， 所述燃料箱具有位于所述箱的底部的第一区域，在起飞或爬升期间水蓄 积在该第一区域中，其中，所述进水口中的至少一个进水口位于所述第 一区域的附近以在起飞或爬升期间收集水。
16、 根据权利要求15所述的系统，其中，所述第一区域相对于所述 航空器的行进方向，朝所述燃料箱的后侧偏移。
全文摘要
用于将燃料从燃料箱注入发动机中的燃料注入及除水系统包括第一和第二燃料泵(20，21)，该第一和第二燃料泵(20，21)各具有用于从燃料箱中收集燃料的泵入口(22，31)；以及除水线路(32)，其将进水口联接到第一泵(21)的泵入口(31)。第一泵(21)构成为，以比第二泵更高的速率向发动机注入燃料，除非第一泵发生故障。从航空器的燃料箱中除水的方法包括以下步骤在起飞或爬升期间中，从位于燃料箱的底部的蓄积部收集水，并将水供给至航空器的发动机。
文档编号B64D37/34GK101535130SQ200780042045
公开日2009年9月16日 申请日期2007年11月12日 优先权日2006年11月13日
发明者安德鲁·明蒂 申请人:空中客车英国有限公司