航空器燃料箱惰化系统的制作方法
【专利摘要】一种航空器燃料箱系统，包括至少一个燃料箱和被设置成允许向内通入大气空气的通气装置，该燃料箱包括多个互连的隔腔，该系统被设置为沿通气管道引导向内通入的空气，该管道被设置为把向内通入的空气基本上输送至每个互连的隔腔。
【专利说明】航空器燃料箱惰化系统
【技术领域】
[0001]本发明涉及航空器燃料箱系统并且涉及惰化航空器燃料箱的方法。
【背景技术】
[0002]法规要求民用航空器的燃料箱呈惰性，就是说通过将氧浓度保持为低于预定限值——通常为在海平面按体积计11.9%的氧、但也可在9%至12%的范围内变化，来减小由该燃料箱造成的易燃性危险。应了解需要气体流入该航空器燃料箱，以便对存在于该箱中的燃料的消耗速度进行补偿，以及在下降期间将该箱各处的压差保持在结构设计极限内。因此在下降期间所需的物质流速相对较高，因为需要大量物质以使该箱增压。
[0003]航空器安装有用于降低空气与燃料蒸汽的混合物的易燃性的系统，该混合物存在于该箱中液体燃料之上的(气隙)空间中。降低易燃性的方法是用富氮空气(NEA)替换在该气隙空间中的空气，在所述NEA中氮浓度高于环境空气而氧浓度低于环境空气。
[0004]一种优选的系统类型是“持续流动”系统，而不是贮存气体系统。在该持续流动系统类型中，所述NEA通过空气分离设备即时生成。在贮存气体系统中，氮气或NEA作为压缩气体被保持在贮存容器中或通过物理吸附作用被保持在介质中。
[0005]该持续流动型系统往往比该贮存气体型系统更轻且更简单。通过在下降或迅速下降阶段之前用具有低浓度氧的NEA填充该燃料箱并且通过向该箱供给足够的NEA以确保在下降结束时整体平均氧浓度低于该预定限值，该持续流动系统的尺寸可被最小化。伴随这个尺寸条件的问题是，在NEA气流不足以防止空气流入的情况下，所述空气在一个或多个通气阀处(通常每箱两个)进入该箱。因此在通气端口或通气阀的局部区域中，所述氧浓度高于预定限值，产生了引燃“阱”。这样的阱往往因翼肋或任何内部结构或挡板而集中。
[0006]因此存在对这样的航空器燃料箱惰化系统的需要，其能够克服或缓解现有系统的缺点中的至少一些。
【发明内容】
[0007]根据本发明的一个方面，提供了一种航空器燃料箱系统，其包括至少一个燃料箱和被设置成允许向内通入大气空气的通气装置，该燃料箱包括多个互连的隔腔，该系统被设置为沿通气管道引导向内通入的空气，该管道被设置为把向内通入的空气基本上输送至每个互连的隔腔。
[0008]有利地，根据本发明的这一方面，所述向内通入的空气可以被高效地分配至该箱的气隙各处，导致氧含量增加的阱更小，所述阱在该气隙气体中相对快速地混合；因此降低危险。这与已知系统不同。
[0009]一种系统在图1中示出。图1示出燃料箱20，其通过翼肋和/或箱挡板22被分为互连的隔腔。该燃料箱还包括输送富氮空气的管道28。与外部大气的通气通过通气舱34和通气分配管道36进行，该通气分配管道通向位于该燃料箱内的通气阀38。通常在向内通气期间，一定体积的富氧空气21可在该通气阀的区域内聚集。这可能超过预设的氧浓度限值，对该航空器造成一段时间的危险，直到氧气消散至该气隙各处。
[0010]另一个这种系统是这样的系统，其用于通过使用射流泵或喷射器来将引入的通风气体与已经在该燃料箱气隙空间中的NEA混合，该射流泵或喷射器的次级流被设置为收集所述引入的通风气体。这种布置的缺点是，在通气浮动阀入口与该射流泵的吸入口之间的区域和在该射流泵管道出口处的区域通常是易燃的并且具有不受控制的大小。
[0011]在一方面，本发明可以使用用于将流入空气引入该燃料箱结构的浮动阀把流入的通风空气分配至惰性航空器燃料箱，以便使所述空气通过由翼肋或等同结构之间的机翼结构形成的“纵梁”或遍及该燃料箱的管结构引导并且均匀混合。所述流入的通风空气的高效混合降低了对该燃料箱惰化系统的要求。
[0012]在一方面，可购自 申请人:的、未作更改的常规浮动阀与转接板结合使用，该转接板允许该浮动阀与本发明实施例的结构或管结构结合或相互作用。
[0013]本发明提供一种增强航空器燃料系统惰化性能的廉价方法。该方法可方便地进行改装并且可减小施加于NEA系统的负荷，允许部署容量减小的NEA系统，从而降低成本和减轻重量。
【专利附图】
【附图说明】
[0014]本发明可以用不同方式实现，并且本发明的实施例将参照附图仅以示例方式描述，其中:
[0015]图1是现有技术航空器燃料箱惰化系统的示意图；
[0016]图2是根据本发明第一实施例的航空器燃料箱惰化系统的示意图；
[0017]图3是根据本发明第二实施例的航空器燃料箱惰化系统的示意图；
[0018]图4示意性地示出本发明的第三实施例；
[0019]图5示出根据本发明第一和第二实施例的通气阀和通气管道；
[0020]图6示出通气阀、转接板和通气管道组件的替代构造，其用于与本发明第一和第二实施例连用；
[0021]图7a和图7b示意性地示出用在所述第一或第二实施例中纵梁组件的截面图；
[0022]图8示出被直接引向机翼蒙皮的向内通入的空气的能量损失；
[0023]图9和图10示出可在本发明中部署以便沿通气管道的长度引导所述向内通入的空气的偏转机构。
【具体实施方式】
[0024]参考图2,示出了本发明的实施例。在这个实施例中，燃料箱20被示意性地示出。该燃料箱被分为互连的隔腔(或容积)，其由翼肋和/或箱挡板22隔开。该燃料箱具有上表面24和下表面26。上表面24和下表面26可以分别是该航空器机翼的上表面和下表面。该燃料箱还包括NEA管道28。NEA源可以是任何合适的空气分离设备形式，通常是采用中空纤维膜技术的设备。该航空器燃料箱10通过控制阀(未示出)被连接至NEA源。在本说明书中所使用的术语“富氮空气”或NEA意指通过空气分离设备的空气，该设备包括用于在氧含量等量减少的同时提高该空气中的氮含量的分离工具。NEA在该惰化系统运行时沿该管道28通过，并且通过该管道的孔口 30来到该燃料箱的主容积。
[0025]该箱与外部大气连通。向内通入的空气32从所述外部大气通过常规通气舱34和通气分配管道36来到位于该燃料箱内的通气阀38。将被领会的是，可以使用相同的通气装置以允许向外排气。在这个实施例中该通气阀是常规浮动阀，其在图5和图6中更详细地示出。其它合适的阀可以替代使用。在该图中示出的位置中，该浮动阀处于打开位置，该位置允许在该通气分配管道36和通气管道42之间的流体连通。当燃料的液面接近该浮动阀的浮体时，该浮体的浮力使该阀在点40处关闭该通气分配管道36，相对外部大气密封该箱。然而在一些实施例中，在该通气阀和通气分配管道36之间的接口处的、受控的泄露是可接受的。
[0026]所述向内通入的空气被该通气管道42均匀地分配在该燃料箱各处，该通气管道由通气阀供气。在这个实施例中该通气管道由该机翼的一个或多个纵梁形成，以形成大体上闭合的管道、或管子，其例子在图7a和图7b中示出。图7a以截面图示出两个常规“I”形截面的纵梁62和64。所述纵梁62和64被布置为与该航空器机翼蒙皮56和闭合表面68邻近并且相连，以在它们之间形成封闭的容积70。图7b以截面图示出具有四个侧面72的箱形纵梁，同样封闭出容积70。
[0027]所述封闭的纵梁包括在与机翼蒙皮相对的表面68、74中的孔48 (在图2和图3中示出)。该孔48定量分配引入的空气到每个由翼肋或挡板形成的区内，以使得每个区内的整体平均氧浓度小于预定限值。所述引入的空气50的、可在下降时在通气位置发生的这种分配引起多个相对小的局部体积的氧含量增加。这使得能够平均分配所述向内通入的氧气并且使其与位于气隙中的现存NEA快速混合，限制了在通气流入期间短时间内引燃的任何危险。此外，这有助于确保，在氧气阱内由电气故障或冲击损伤或其它方式造成的任何局部引燃的情况下，所述引燃不会传遍该燃料箱并且将所导致的过压限制为低于该燃料箱的结构承受极限。
[0028]在本实施例中，该通气管道42在两端44和46都是闭合的。在该通气管道内制造的所述孔口 48的数量和/或尺寸被设置为使得向内通入的空气进入每对翼肋和/或箱挡板22之间的燃料箱主容积内的体积与相应的这对翼肋和/或箱挡板22之间的容积成比例。更一般地，该孔口 48的流动特性可以这样选择，以致局部体积的增加的氧含量50与位于气隙中的现存NEA混合，并且以大约相同的速率回到低于预定限值的水平；由此进一步限制了燃烧的危险。
[0029]尽管在这个实施例中该通气管道42由纵梁形成，然而在其它实施例中桁梁或其它加强结构或承载结构可以替代地被使用。替代地，该通气管道42可以由燃料箱中的不具其它功能的管子或管路形成。
[0030]尽管在这个实施例中该通气管道42被如此布置，以致所述向内通入的空气通过该孔口 48被输送至每个在每对翼肋和/或箱挡板22之间的互连隔腔，然而这在其它实施例中可被改变。在其它实施例中，向内通入的空气可以被输送到所述隔腔中的大部分或更多，或所有隔腔的其它比例。
[0031]参考图3，示出了本发明的第二实施例。该第二实施例与该第一实施例类似。在这个和随后的实施例中，不再描述相似的特征，且使用相同的参考标号。在这个实施例中，当发生大气空气向内通气时，所述NEA在被输送至该燃料箱之前与引入的空气32在该通气舱34中混合。当不发生大气空气向内通气时，所述NEA可在控制系统(未示出)的控制之下被直接引至该箱。所述向内通入的空气与NEA的预混合获得优于该第一实施例系统的优势，该优势在于所述向内通入的空气32以较低的氧含量到达该燃料箱。因此与不这样做的情况相比，通过与气隙气体的混合过程而用更少的时间跌至低于该预定氧气限值。
[0032]参考图4，示出了本发明的第三实施例。正如可从该图中看到的，两个“ I ”形截面纵梁54被示出为连接至该机翼蒙皮56。与所述第一和第二实施例不同，在该纵梁的部件54a之间的空间是保持敞开的，在该图中以线57示出。因此，当所述向内通入的空气60沿该纵梁的长度行进时，将沿平面或表面57在该向内通入的空气60与气隙中的其它气体之间发生混合。该系统的特征(例如所述纵梁之间的横截面面积、该纵梁长度以及所述向内通入的空气的速度和流动特征)将决定纵梁组件的、被所述向内通入的空气横穿的最大长度。这继而影响所述向内通入的空气分配至气隙各处的程度和与所述气隙混合的程度。在最大距离不足以满足要求的地方，可以使该混合表面57变窄以使该通气管道每单位长度的混合程度减小，因此增加了所述向内通入的空气沿该通气管道行进的距离。这可以通过将一材料带沿着所述部件54a之一的长度固定至所述部件54a之一来实现。在该通气管道组件中留下敞口狭槽的优点是，可以免除用于制造图2中的孔口 48的加工操作。
[0033]现在参考图5，该通气阀38(常规浮动阀)被更详细示出。正如在这种阀中常见的，其具有浮体部分62和密封部分64，它们被布置成作为固定组件围绕枢轴66枢转。在所示出的状态中，该密封单元关闭该阀。当该阀打开时，其被布置为通过其铸铝主体68内的气流通道连接该通气分配管道36和该通气管道42。
[0034]该通气阀38可要求具有转接板以允许通气阀被连接至该通气管道42。这样的转接板70在图6中示出并且可由成型铝制造。转接板使得能够使用商业可现购的通气浮动阀。该转接板可以可选地具有偏转机构或侧板70a，其以低压力损失的方式在空气动力学上高效地沿管道弓I导引入的通入气体流。
[0035]因此将明白的是，在本发明的实施例中采用具有通向该箱的出口的浮动阀，该出口要么通过适配器要么不通过适配器与管道相接，该管道被设置为将向内通入的空气输送和/或分配至该燃料箱。这在这种要求防止燃料从该箱中损失的系统中可能是必需的。
[0036]现在参考图8，纵梁比如图4的纵梁的纵截面被示出。将明白的是在该第三实施例的系统中，在所述向内通入的空气被直接引向该机翼蒙皮(正如在该图中箭头所示的)的地方，空气动能的显著部分被损耗。这导致所述空气60沿该纵梁组件的长度行进的距离减小。这继而可能导致所述向内通入的空气不被充分地分配至气隙气体各处且不充分地与所述气隙气体混合。
[0037]图9和图10各自示意性地示出偏转机构或侧板76，它可能被接合至该通气阀30 (图9)或该通气管道42 (图10)，且用来重新引导所述向内通入的空气沿该通气管道42的长度，如用箭头78所示出的。优选该偏转机构76如此成形以致在空气动力学上高效地重新引导所述向内通入的空气。通过这种方式，所述向内通入的空气可能行经的、沿该通气管道42的距离增加了，获得改善的至气隙气体各处的分配和与该气隙气体的混合。
[0038]虽然本发明已参考特定实施例被描述，作为技术人员的读者将明白本发明的范围超出这些被描述的实施例。例如:
[0039]-所述第一或第二实施例可被改造以获得替代的配置，其采用沿该通气分配管道在每个通气出口或孔口 48处的多个较小的通气阀，而不是采用单一通气阀38。这种方案可提供改善的冗余性。然而它可能增大该多个小通气阀中的一个或多个的潜在故障的可能性。
[0040]-任一前述实施例可改造为取消该通气阀38。存在这种航空器燃料系统，在该系统中通气端口没有安装浮动阀(或其它等同的阀)。将明白本发明可同样被应用于这样的系统，特别是那些如上所述采用偏转机构或侧板以便以低气压损失的方式高效地沿管道引导引入的通入气体的系统。
[0041]-任一前述实施例可改造为经由该通气管道引导NEA或其它惰化气体例如氮气。这允许取消用于分配所述NEA的管路或管子、例如在图2中示出的NEA管道28，并减轻与之相关的重量。在这种经改造的系统中，所述NEA或其它惰化气体在该通气阀(在采用了一个通气阀的情况下)的上游或下游进入该通气管道。作为这种配置的替代，可使用单独的NEA压力通风系统，其由纵梁管道形成。通过这种方式，所述NEA或其它惰化气体例如氮气可由其它管道引导，所述管道由一个或多个纵梁或其它在上述实施例中描述的结构形成。在这种设置中，两个或更多个纵梁型的管道可被用在燃料箱中，一个用来输送NEA至燃料箱而另一个用来输送向内通入的空气。在这样的布置中该NEA气流将与通入气流分离，这避免了所述两股气流的过早混合。作为上述设置的另一替代，NEA可沿管道被引导，该管道被装纳在输送通入空气(42)的通风纵梁管道内部。而且在这种配置中，该NEA管道可包括多个孔，其布置成确保该NEA与向内通入的空气正确混合。这些孔可朝向上方，或朝向形成该燃料箱壳体的一部分的机翼蒙皮。
[0042]-在本发明的又一实施例中可在燃料箱或航空器中采用单一纵梁管道，该纵梁管道被设置为输送NEA但是不输送向内通入的空气。
【权利要求】
1.一种航空器燃料箱系统，包括至少一个燃料箱和被设置成允许向内通入大气空气的通气装置，该燃料箱包括多个互连的隔腔，该系统被设置为沿通气管道引导向内通入的空气，该管道被设置为把向内通入的空气基本上输送至每个互连的隔腔。
2.根据权利要求1所述的系统，该系统被配置成在运行期间，向内通入的空气流至每个隔腔的流量与该隔腔的体积大致成比例。
3.根据权利要求1所述的系统，该系统被配置成在运行期间，向内通入的空气流至每个隔腔的流量被调节为使得每个隔腔中氧增加的局部区域以大约相同的速率回复到低于氧浓度限值的水平。
4.根据前述权利要求中任一项所述的航空器燃料箱系统，其中，该通气管道由一个或多个纵梁形成，或由该燃料箱或航空器机翼的其它加强构件形成。
5.根据权利要求4所述的航空器燃料箱系统，其中，该通气管道具有大体上封闭的横截面。
6.根据权利要求4所述的航空器燃料箱系统，其中，该通气管道具有布置在该通气管道纵向上的大体敞口的通道，在运行中向内通入的空气通过该通道与气隙气体混合。
7.根据前述权利要求中任一项所述的航空器燃料箱系统，还包括气流偏转机构，该气流偏转机构被配置成引导向内通入的空气气流沿该管道的长度。
8.根据前述权利要求中任一项所述的航空器燃料箱系统，还被配置成通过该通气管道输送富氮空气或其它惰化气体至该燃料箱。
9.根据权利要求8所述的航空器燃料箱系统，其中，所述富氮空气在通过多个出口孔离开该管道之前与所述向内通入的空气在通气舱内混合。
10.根据权利要求8所述的航空器燃料箱系统，还包括控制器，该控制器在运行期间在不发生向内通风时响应于输入信号将富氮空气直接引导至该燃料箱。
11.根据前述权利要求中任一项所述的航空器燃料箱系统，还包括多个阀例如浮动阀以及多个孔口，基本上每个阀被配置成通过所述多个孔口的子组调节流体流。
12.根据权利要求1至10中任一项所述的航空器燃料箱系统，还包括阀例如浮动阀以及多个孔口，向内通入的空气从该通气管道经过所述多个孔口流道所述隔腔，所述阀被设置为调节经过所述多个孔口的流体流。
13.根据权利要求12所述的航空器燃料箱系统，还包括转接板，其被设置为将所述阀连接至该通气管道。
14.根据权利要求13所述的航空器燃料箱系统，该转接板还包括气流偏转机构，该气流偏转机构被配置成引导向内通入的空气气流沿该管道的长度。
15.一种操作航空器燃料惰化系统的方法，该系统包括具有多个互连的隔腔的燃料箱，该方法包括:沿通气管道向内通入空气，并且大体上把所述向内通入的空气分配至每个所述互连的隔腔。
16.一种航空器燃料箱系统，包括至少一个燃料箱和允许向内通入空气的通气装置，该系统被设置为沿管道引导向内通入的大气空气，该管道具有多个出口孔，该多个出口孔被设置为将所述向内通入的空气输送至该燃料箱中的多个不同位置。
17.一种航空器燃料箱系统，包括至少一个燃料箱和允许向内通入空气的通气装置，该系统被设置为通过阀引导向内通入的大气空气，该阀与管道接合，该管道被设置为将所述向内通入的空气输送至该燃料箱中的多个不同位置。
18.根据权利要求17所述的系统，其中，该阀被配置成在其闭合位置基本上阻止从所述箱通过该通气装置损失燃料。
19.根据权利要求17或18所述的系统，其中，该阀通过配接机构或转接板与该管道接口 ο
20.根据权利要求17至19中任一项所述的系统，其中，该阀位于该燃料箱内。
21.根据权利要求17至20中任一项所述的系统，其中，该阀是浮动阀。
22.—种航空器燃料箱系统，包括至少一个燃料箱和允许向内通入空气的通气装置，该系统被设置为沿管道引导向内通入的空气，该管道与多个阀接合，所述多个阀位于该燃料箱中相应的多个不同位置，并且所述多个阀在打开状态下允许所述空气离开该管道且进入该燃料箱的主容积。
23.根据权利要求22所述的系统，其中，所述阀是浮动阀。
24.一种航空器燃料箱系统，包括至少一个燃料箱和通气装置，该燃料箱包括多个互连的隔腔，该通气装置被设置为允许沿管道向内通入惰化气体例如富氮空气或氮气，该管道被设置为将所述气体至输送至基本上每个所述互连的隔腔，该管道由一个或多个纵梁、或该燃料箱或航空器机翼的其它加强构件形成。
25.根据权利要求24的航空器燃料箱系统，其中，该管道具有大体上封闭的横截面。
26.根据权利要求24所述的航空器燃料箱系统，其中该管道具有布置在通气管道纵向上的大体敞口的通道，在运行中所述惰化气体通过该通道与气隙气体混合。
【文档编号】B64C3/34GK104411587SQ201380023104
【公开日】2015年3月11日 申请日期:2013年4月29日 优先权日:2012年5月2日
【发明者】D·阿什顿, J·伍德, J·福斯特 申请人:伊顿有限公司