飞行器惰化系统的制作方法
【专利摘要】本发明公开了一种控制引入通气式飞行器燃料箱的惰化气体的流率的方法，该方法包括：监测飞行器燃料箱中的燃料量的变化；监测飞行器燃料箱外部的周围空气压力的变化；以及基于燃料箱中的燃料量的变化和周围空气压力P的变化主动地控制被引入飞行器燃料箱中的惰化气体的流率。本发明还公开了一种飞行器，该飞行器包括通气式燃料箱、用于使燃料箱气隙惰化的惰化气体的供给源和用于执行该方法的控制器。
【专利说明】飞行器惰化系统
【技术领域】
[0001]本发明涉及用于将惰性气体引入通气式飞行器燃料箱的方法和设备。
【背景技术】
[0002]伴随着飞行器燃料箱爆炸的使用中的意外事件，已经为新商用飞行器引入了用以实现燃料箱中可燃性减小的新规则。
[0003]有关联邦航空总局(FAA)规则阐述:“当燃料箱的每个隔间内的散装平均氧浓度是12%或小于下述平均氧浓度时燃料箱被认为是惰性的:该平均氧浓度是从海平面一直到10000英尺海拔高度、然后从10000英尺处的12%线性地增加至在40000英尺海拔高度处的
14.5%并且线性地增加至高于那个海拔高度的平均氧浓度。
[0004]通常，这通过在运行期间将氮连续地添加至燃料箱气隙并且保持气隙气体氧分数(UGOF)低于11%来实现。当前，一种解决方案是使用空气分离模块(ASM)分子地分离空气——或者如发动机引气或压缩外部空气所获得的空气——中的氮和氧。
[0005]在未来的飞机上将提出使用燃料电池技术来为诸如地面操作、地面推进和紧急飞行动力之类的功能提供辅助动力。由于氢与(从周围空气供给的)氧被催化地发生反应以提供电能的该技术的副产品，因此产生了耗尽氧气的空气，在该耗尽氧气的空气中，氧浓度通常小于10.5%。该空气也是很潮湿(大约100%)和热的，因此需要在使用该空气惰化燃料箱之前对该空气进行处理以降低其湿度和温度。
[0006]尽管降低温度和湿度是一种已知的技术，然而该技术消耗飞行器资源，通常在降落至炎热的目的地的飞行器上，特别地当其他系统也处于高需求时该技术产生高需求。
【发明内容】
[0007]本发明的第一方面提供了一种控制被引入通气式飞行器燃料箱中的惰化气体的流率的方法，该方法包括:监测飞行器燃料箱中的燃料量的变化；监测飞行器燃料箱外部的周围空气压力的变化；以及基于燃料箱中燃料量的变化和周围空气压力P的变化主动控
制被引入飞行器燃料箱中的惰化气体的流率1
[0008]本发明是有利的，因为通过主动控制被引入燃料箱中的惰性气体的流率能够优化飞行器所载能源的使用。由于燃料箱中的燃料(通过飞行器发动机)被消耗，因此燃料箱气隙体积将增大。由于周围空气压力增大(例如，在从较高的海拔高度降落期间)，因此将普遍存在周围空气向通气式燃料箱中的净流入。通过大致匹配因压力变化所造成的周围空气的摄取量和因燃料燃烧所造成的气隙体积膨胀与供给至燃料箱的惰性气体的量，能够实现优化的惰化方案。与基于最糟糕的情况评估而将过量的惰性气体引入燃料箱中以将UGOF维持在规定极限以下的惰化方案相比较，所需的惰性气体的体积将减小。
[0009]根据任何惰化系统——无论该惰化系统是ASM还是产生作为电力生产的副产品的ODA的氢燃料电池，优化惰性气体向燃料箱的供给将使能源的损耗最小化。在使用发动机引气的ASM的情况下，优化惰性气体流量将减小所需引气的量，从而产生了燃料燃烧节约。在氢燃料电池的情况下，优化ODA的生产和处理将减小氢消耗，这将减小燃料电池系统的总
重量(如氢被瓶装)。
[0010]此外，通过减小可以以其他方式不必要地馈送至燃料箱中的惰性气体的体积一惰性气体将不可避免地被推出燃料箱通气系统，将减少排放物。通过减小被推出至大气中的燃料蒸汽和/或富含二氧化碳的ODA的量，本发明也可以提供环境益处，特别地在产生航迹云的巡航期间处于高的海拔高度处更是如此。
[0011]惰化气体的质量流率可以被控制成使得从燃料箱排出的燃料箱气隙的质量流率最小化。
[0012]惰化气体的质量流率可以被控制成使得从燃料箱排出的燃料箱气隙的质量流率在地面操纵、巡航操作和降落操作期间大致为零。
[0013]惰化气体的质量流率可以被控制成使得从燃料箱排出的燃料箱气隙的质量流率贯穿飞行器的除了爬升阶段之外的所有的操作性的地面阶段和飞行阶段是正的(即，净流出)但是接近零。在爬升阶段，由于周围空气压力的大量减小，将存在气隙气体向周围大气的净流出。在此时气隙气体将早已是惰性的。
[0014]监测燃料箱中的燃料量的变化的步骤包括读取例如正在由发动机消耗的燃料的
质量流率。
[0015]燃料质量流率可以从发动机的全权数字发动机控制器(FADEC)来读取。
[0016]监测飞行器燃料箱外部的周围空气压力的步骤可以包括从空气数据系统(ADS)读取周围空气压力。
[0017]该方法还可以包括计算由于周围空气压力的变化速率δ P/St和瞬时燃料罐气隙体积V(U)而经由燃料箱的通气系统进入燃料箱气隙的周围空气的净体积流率Q(Up)，其中，Q(Up)=S P/StXV(U)。
[0018]该方法还可以包括计算由于因燃料被消耗(例如通过发动机或辅助动力单元)所造成的瞬时燃料箱气隙体积V(U)的变化而经由燃料箱的通气系统进入燃料箱中的周围空气的净体积流率Q(Uf)。
[0019]瞬时气隙体积V(U)可以基于燃料箱几何形状和燃料箱中的燃料体积V(F)来确定。
[0020]增加气隙体积的速率δ V(U)/St可以基于正在从燃料箱移除的燃料的质量流率iii(F)来计算。 [0021 ] 该方法还可以包括计算增加的气隙体积V (U)的总体积流率Q (U)，其中:Q(U) =Q(Up) +Q(Uf)0
[0022]该方法还可以包括基于总体积流率Q(U)和瞬时周围空气压力P来计算增加的燃料箱气隙的质量流率其中:
[0023]出(U)= Q(U) X P X Pa，其中，Pa是在气隙温度T时且I巴(bar)压力时ODA的密度。
[0024]密度94根据包括ODA中的氮和氧的分数以及燃料蒸汽和它们各自的分子重量和气隙温度T的公式来获得。当完全惰化时，在使用燃料电池废气时氧的分数通常大约是
10.5%。气隙温度T可以通过FQMS来提供。[0025]被引入飞行器燃料箱中的惰化气体的质量流率&(丨 > 可以被主动地控制成大约等于增加的燃料箱气隙的质量流率
[0026]被引入飞行器燃料箱中的惰化气体的质量流率&⑴可以被主动地控制成比增加的燃料箱气隙的质量流率A(U)大了值X，其中，X小于2g/S，优选地小于lg/s，并且更优选
地小于0.5g/s。惰化气体的质量流率^h(I)更精确地是在飞行期间通气过程中的湍流压力
变化得以克服的最小值并且保证了来自通气口的气体的最小净流出。在实际中，这通过通气口中的阻火器封圈来协助，这趋于促进除了湍流通气流动之外的线性通气流动。
[0027]被引入飞行器燃料箱的惰化气体的质量流率&(丨)可以通过对阀进行调节来控
制。此外或替代性地，被引入飞行器燃料箱中的惰化气体的质量流率&(1)可以通过调节惰化气体的产生速率来控制。
[0028]本发明的另外的方面提供了一种飞行器，该飞行器包括通气式燃料箱、用于使燃料箱气隙惰化的惰化气体的供给源和用于执行根据本发明的第一方面的方法的控制器。
[0029]飞行器还可以包括一个或更多个主发动机，所述一个或更多个主发动机发动机各自具有联接至惰化气体控制器的全权数字发动机控制器(FADEC)。FADEC可以提供转化成燃料体积使用速率S V(F)/St的燃料质量使用速率Sm(F)/St，其中，SV(F)/δ t= δ m(F) / δ t/ P F，P F是从FQMS获得的燃料密度。
[0030]因燃料使用所引起的气隙体积增加速率SV(Uf)/St等于燃料体积使用速率δ V(F)/δ to
[0031]飞行器还可以包括联接至惰化气体控制器的空气数据系统(ADS)。ADS可以提供周围空气压力P和周围空气压力的变化速率δΡ/δ?。
[0032]飞行器还可以包括用于产生惰化气体的供给源且联接至惰化气体控制器的机载惰性气体产生器。
[0033]机载惰性气体产生器可以是产生作为电力发电的副产品的耗尽氧的空气(ODA)的燃料电池。替代性地，机载惰性气体产生器可以包括空气分离模块(ASM)。
[0034]飞行器还可以包括联接在惰化气体的供给源与燃料箱之间的阀，该阀联接至惰化气体控制器并且适于控制惰化气体向燃料箱的流动。
【专利附图】
【附图说明】
[0035]现在将参照附图对本发明的实施方式进行描述，在附图中:
[0036]图1示出了包括本发明的惰化控制器的飞行器的平面图；以及
[0037]图2示出了多种飞行器系统的惰化控制器的连接情况的示意图。
【具体实施方式】
[0038]图1示出了飞行器I比如商用喷气式客运飞行器的平面图。出于说明的目的，多种飞行器系统已经以块形示意性地叠加在飞行器的平面图上，并且它们的真实位置不应当根据该附图来推测。飞行器I包括当前在现有的使用中的飞行器上发现的许多常规飞行器系统、将出现在未来的飞行器上的一些已经提出的系统以及将与这些系统相交互使用的本发明的控制器。
[0039]飞行器I包括主发动机2、3，在该实例中主发动机2、3是一对安装在机翼下的喷气式发动机。该机翼4、5包括内部燃料箱6、7，并且在中央机翼盒中以常规方式存在有另外的中央燃料箱8。燃料量监测系统(FQMS) 10与用于感测燃料箱6-8内的燃料的多种燃料参数的多个传感器相交互使用。这些传感器可以包括常规型的燃料水平传感器、燃料和气隙温度传感器等。FQMSlO基于所感测到的燃料参数和已知的燃料箱尺寸来确定燃料箱中的燃料量。
[0040]每个发动机2、3具有用于控制发动机的相关联的全权数字发动机控制器(FADEC) 11、12。FADECl1、12经由飞行器数据网(在图1中未示出)联接至飞行器驾驶舱13并且向惰化控制器提供燃料消耗速率。
[0041]多个空气压力传感器例如全静压探针14联接至空气数据系统(ADS) 15。ADS经由飞行器数据网联接至飞行器驾驶舱13。ADS能够操作成确定来自空气压力传感器的爬升/降落速率、飞行器的空速、马赫数和/或海拔高度以及从例如陀螺仪、全球定位系统(GPS)、加速度计和空气温度传感器所接收的其他数据。在数据惯性参考系统(ADIRS)或类似系统中ADS可以与导航系统结合。
[0042]将不对FQMS10、FADECl 1,12和ADS15的细节进行更详细地描述，因为这些系统或类似系统在现有系统中是公知的。
[0043]内部燃料箱6、8包括用于平衡空气压力或至少减小燃料箱气隙(在燃料箱中的液体燃料上方的气体的体积)与飞行器外部的周围大气之间的空气压力差的常规类型的通气系统。飞行器I包括安装在每个机翼4，5的末梢处且经由通气管网和阻火器(未示出)连接至每个燃料箱6-8的气隙的通气口 16、17，比如常规类型的NACA导管。燃料箱6_8还可以包括常规类型的超压释放阀等以防止在燃料箱内产生超压。通气口 16、17通向周围大气并且允许气隙气体被放出至周围环境，并且允许周围空气进入燃料箱。若需要，可以使用阀或旁路来限制/实现气体流动通过通气口。
[0044]飞行器I包括燃料电池动力系统18，在该示例中，燃料电池动力系统18是多功能燃料电池系统(MFFCS)。燃料电池系统18能够操作成为诸如地面操作、地面推进和飞行中的紧急动力之类的功能提供辅助动力，并且本身基于现有的喷气式涡轮技术和紧急冲压空气涡轮(RAT)代替常规辅助动力单元(APU)。燃料电池系统18催化地使(存储于飞行器尾部机身中所形成的低温储箱中的)氢与(从飞行器外部的周围空气获得的氧)发生反应以产生电能。这里将不对燃料电池系统18的细节进行重复说明，因为它们对于本领域的普通技术人员是已知的。
[0045]作为该电力发电的副产品，燃料电池系统18产生了耗尽氧的空气(0DA)，在该耗尽氧的空气(ODA)中，氧浓度通常小于10.5%。该空气是很潮湿(大约100%)和热的，因此需要在能够使用该空气惰化燃料箱6-8之前对该空气进行处理以减小其湿度和温度。飞行器I包括惰性气体调节系统19，该惰性气体调节系统19基于现有技术在ODA被引入燃料箱6-8之前减小ODA的温度和湿度。
[0046]本发明提供了惰化控制器20，现在将参照图2对惰化控制器20进行详细描述。在图2中，由虚线包围的区域定界飞行器系统的已经被添加或修改以便能够成为本发明的示例性实施方式的那些部分。
[0047]惰化控制器20通过飞行器数据网21例如AFDX被联接至ADS15以及FADEC11、12。ADS向惰化控制器20提供空气压力数据22和爬升/降落速率数据23。FADECl1、12向惰化控制器20提供燃料燃烧(速率)数据24。惰化控制器也联接至F0MS10，F0MS10向惰化控制器20提供气隙温度25和燃料量数据(包括燃料质量和密度)。气隙温度数据从设置在燃料箱6-8中的温度传感器26获得。
[0048]燃料电池系统18被供给以空气27 (包含氧)和氢28，并且燃料电池系统18将飞行器动力(电力)29输出至飞行器动力网(未示出)，并且将热且潮湿的0DA30输出至惰性气体调节系统19。在燃料电池系统18与惰性气体调节系统19之间的阀31对由燃料电池系统18所产生的惰性气体调节系统19不需要的过量0DA32进行转移。过量的热且潮湿的0DA32可以从飞行器I被放出，或被其他飞行器系统用作热源。
[0049]惰化控制器20联接至燃料电池系统18并且将燃料电池动力需求信号36输出至燃料电池系统18。惰化控制器联接至阀31并且将过量的ODA节流阀需求信号37输出至阀31。
[0050]惰性气体调节系统19处理热且潮湿的0DA30并且朝向燃料箱6_8输出冷且干燥的0DA33。通过惰性气体调节系统19从热且潮湿的0DA30提取的过量的水34和热35可以从飞行器I被放出或被其他飞行器系统用作水源或热源。
[0051]惰化控制器20联接至流量传感器38，该流量传感器38检测通过惰性气体调节系统19所产生的冷且干燥的0DA33的质量流率。在惰性气体调节系统19与燃料箱6_8之间设置有节流阀39用于控制被馈送至燃料箱6-8的冷且干燥的0DA33的流量。惰化控制器20联接至节流阀39并且将ODA流量节流阀需求信号40输出至节流阀39。
[0052]由于燃料箱6-8 (通过通气口 16，17)向周围大气排气，因此燃料蒸汽、ODA或气隙气体的其他成分根据飞行器I外部的变化的空气压力(例如，因飞行器爬升/降落)和根据被馈送至燃料箱6-8的0DA33的流率而被排出41至周围大气。惰化控制器20包括计算机演算规则系统(algorithm)，该计算机演算规则系统旨在使在飞行器的除了爬升之外的所有的地面情形和飞行情形期间的气隙气体经由通气口 16、17向周围大气的流出最小化。
[0053]在爬升期间，随着海拔高度增加，由于快速减小的周围空气压力，将存在气隙气体向周围环境的净流出。由于被发动机所燃烧的燃料，该压力变化的影响将一定超过增加的气隙体积，因此气隙气体的净流出通常将是不可避免的。ODA向燃料箱的供给在爬升期间被切断以使因惰化所引起的流出最小化。
[0054]现在将对用以实现在飞行器的除了爬升之外的所有的地面情形和飞行情形期间使气隙气体向周围大气的流出最小化的惰化控制器20的计算机演算规则系统的操作进行详细描述。
[0055]计算机演算规则系统从ADS15读取周围空气压力数据22。使空气压力数据22微分化，揭示了周围空气压力的变化速率。惰化控制器20从FQMSlO读取燃料量参数并且基于燃料箱6-8的已知的几何形状计算燃料箱气隙体积。气隙体积是燃料箱体积减去燃料箱中的燃料体积。
[0056]计算机演算规则系统计算由于周围空气压力的变化而经由通气口 16、17进入燃料箱6-8中的周围空气的理论上的净气隙体积流率Q(Up)。基于周围空气压力的变化速率和燃料箱气隙体积来计算进入燃料箱中的周围空气的理论上的净体积流率。如根据下面的描述将明显的，该值是理论上的，因为惰化控制器20旨在确保被供给至燃料箱的ODA在除了爬升之外的所有的地面情形和飞行情形期间都提供气隙气体从通气口 16、17的最小排出(即，没有周围空气的净流入)。
[0057]计算机演算规则系统从FADEC11U2读取通过发动机2、3所消耗的燃料的质量流率(燃料燃烧速率)。计算机演算规则系统计算因燃料燃烧所造成的气隙体积增加并且根据该气隙体积增加计算因燃料燃烧所造成的增加的气隙体积的体积流率Q(Uf)。
[0058]对因变化的周围压力和燃料燃烧所造成的气隙体积流率进行求和，给出了总气隙体积增加流率Q⑶=Q (Up) +Q (Uf)。根据该公式，能够基于气隙温度25和气隙气体组成来计
算增加的燃料箱气体的质量流率tilIU).[0059]流量传感器38测量被馈送至惰化控制器20的冷且干燥的0DA33的流率。计算机演算规则系统使用来自流量传感器38的感测到的ODA流量信号作为反馈控制。如果感测到的ODA流量太低，那么惰化控制器20向节流阀39发送ODA流量节流阀“进一步打开”需求40。如果感测到的ODA流量仍然太低，那么惰化控制器20向燃料电池系统18发送燃料电池动力需求信号36以增加输出。过量的动力被馈送至主飞行器动力网，从而能够使发动机产生器产生较少的动力。
[0060]如果感测到的ODA流量太高，那么惰化控制器20向燃料电池系统18发送燃料电池动力需求信号36以减小输出。然而，由于燃料电池系统是多功能燃料电池系统——该多功能燃料电池系统的多功能包括提供飞行器辅助电力，那么燃料电池系统18的输出在燃料电池需要飞行器动力29的情况下不可以减小。惰化控制器20将向阀31发送过量的ODA节流阀需求42以使阀31打开成使得进入惰性气体调节系统19的热且潮湿的0DA30被减小并且过量的0DA32被放出。由于通过流量传感器38所感测到的ODA流量的变化的滞后，惰化控制器20向节流阀39发送ODA流量节流阀需求40以减小0DA33向燃料箱6_8的流动。
[0061]节流阀39被控制成使得被馈送至燃料箱6-8的ODA(惰性气体)的质量流率
等于rh(U)+X，其中，X是小幅度以确保连续的正的ODA流动。质量流率增量X优选地大致
为零，并且X将取决于燃料箱惰化系统构型，但是通常将小于约2g/s。
[0062]如上所述，计算机演算规则系统是“不生效(inoperable)”并且在由于周围空气压力的减小而通常将存在气隙气体的显著净流出的爬升期间将需要零ODA流动。计算机演算规则系统也将在燃料箱的初始惰化期间是不生效的，其中，不管气隙气体从通气口 16、17的净流出，0DA33将以全速供给至燃料箱6-8，直到UGOF低于所描述的极限。计算机演算规则系统将考虑将影响气体密度的周围空气、燃料箱和0DA33的温度的变化。
[0063]因此，惰化控制器20能够操作成通过燃料电池系统18优化ODA的产生，并且能够操作成通过惰性气体调节系统19优化ODA的处理，使得ODA向燃料箱的流率被主动控制成确保气隙气体在不向周围大气排放过量的气隙气体的情况下是惰性的。这减小了燃料电池系统18的氢需求(直接、间接作为电能)并且减小了来自燃料箱的ODA和的燃料蒸汽的排放物。
[0064]将理解的是，惰化控制器可以应用于除了以上描述的燃料电池之外的其他的机载惰性气体产生器，比如将提供燃料燃烧和燃料箱排放物的减小的ASM。由这些机载惰性气体产生器所产生的惰化气体例如可以是ODA、富含氮的空气(NEA)或氮。
[0065]惰化控制器可以被配装或向后配装至现有的飞行器燃料系统以便与现有的ADS、FQMS、FADEC和机载惰性气体产生器(OBIGGS)系统相交互使用。
[0066]尽管上面已经参照一个或更多个实施方式对本发明进行了描述，但是将理解的是，在不背离所附权利要求中所限定的本发明的范围的情况下可以做出多种变化和改型。
【权利要求】
1.一种控制引入通气式飞行器燃料箱的惰化气体的流率的方法，所述方法包括: 监测所述飞行器燃料箱中的燃料量的变化； 监测所述飞行器燃料箱外部的周围空气压力的变化；以及 基于所述燃料箱中的燃料量的变化和周围空气压力P的变化主动地控制引入所述飞行器燃料箱中的惰化气体的流率。
2.根据权利要求1所述的方法，其中，所述惰化气体的质量流率被控制成使得从所述燃料箱排出的燃料箱气隙的质量流率最小化。
3.根据权利要求2所述的方法，其中，所述惰化气体的所述质量流率被控制成使得从所述燃料箱排出的所述燃料箱气隙的所述质量流率在地面操纵、巡航操作和降落操作期间大致为零。
4.根据权利要求2所述的方法，其中，所述惰化气体的所述质量流率被控制成使得从所述燃料箱排出的所述燃料箱气隙的所述质量流率在所述飞行器的除了爬升之外的所有操作性的地面阶段和飞行阶段小于2g/s。
5.根据权利要求1所述的方法，其中，监测所述燃料箱中的燃料量的变化的所述步骤包括读取例如正在由发动机所消耗的燃料的质量流率。
6.根据权利要求1所述的方法，还包括计算由于周围空气压力P的变化而经由所述燃料箱的通气系统进入所述燃料箱气隙U中的周围空气的净体积流率Q(Up)。
7.根据权利要求6所述的方法，其中，进入所述燃料箱气隙的周围空气的所述净体积流率基于所述周围空气压力的变化速率δ p/St和瞬时燃料箱气隙体积V(U)来计算。
8.根据权利要求1所述的方法，还包括计算由于因燃料F从所述燃料箱移除所造成的气隙体积V(U)的变化而经由所述燃料箱的通气系统进入所述燃料箱气隙U中的周围空气的净体积流率Q (Uf)。
9.根据权利要求8所述的方法，其中，增加的气隙体积速率δV(U)/St基于正在从所述燃料箱移除的燃料的质量流率&(F)来计算。
10.根据权利要求6所述的方法，还包括:计算由于因燃料F从所述燃料箱移除所造成的所述气隙体积V(U)的变化而经由所述燃料箱的通气系统进入所述燃料箱气隙U中的周围空气的净体积流率Q(Uf);以及计算增加的气隙体积U的总体积流率Q(U)，其中:
Q(U) =Q(Up) +Q(Uf)0
11.根据权利要求10所述的方法，还包括基于所述体积流率Q(U)和所述瞬时周围空气压力P来计算增加的燃料箱气隙的质量流率&(11)。
12.根据权利要求1所述的方法，其中，引入所述飞行器燃料箱中的惰化气体的质量流率被主动地控制成约等于增加的燃料箱气隙的质量流率
13.根据权利要求1所述的方法，其中，引入所述飞行器燃料箱中的惰化气体的质量流率被主动地控制成比增加的燃料箱气隙的质量流率riXU)大了值X，其中，X小于2g/S,优选地小于Ig/s,并且更优选地小于0.5g/s。
14.根据权利要求1所述的方法，其中，引入所述飞行器燃料箱中的惰化气体的质量流率』通过对阀进行调节来控制。
15.根据权利要求1所述的方法，其中，引入所述飞行器燃料箱中的惰化气体的质量流率1通过调节所述惰化气体的产生速率来控制。
16.一种飞行器，所述飞行器包括通气式燃料箱、用于使燃料箱气隙惰化的惰化气体的供给源、和用于执行根据权利要求1所述的方法的控制器。
17.根据权利要求16所述的飞行器，还包括一个或更多个主发动机，所述一个或更多个主发动机各自具有联接至所述惰化气体控制器的全权数字发动机控制器(FADEC)。
18.根据权利要求16所述的飞行器，还包括联接至所述惰化气体控制器的空气数据系统。
19.根据权利要求16所述的飞行器，还包括用于产生所述惰化气体的供给源且联接至所述惰化气体控制器的机载惰性气体产生器。
20.根据权利要求16所述的飞行器，还包括联接在所述惰化气体的供给源与所述燃料箱之间的阀，所述 阀联接至所述惰化气体控制器并且适于控制惰化气体至所述燃料箱的流动。
【文档编号】B64D37/32GK104015930SQ201410073782
【公开日】2014年9月3日 申请日期:2014年2月28日 优先权日:2013年2月28日
【发明者】富兰克林·蒂奇伯恩, 布赖恩·休斯, 格温埃勒·马里·卢塞特·勒努阿尔瓦莱, 斯蒂芬·爱德华·布尔内斯 申请人:空中客车营运有限公司, 空中客车德国运营有限责任公司