飞行器燃料箱装置制造方法
【专利摘要】本发明提供了一种用于减小飞行器燃料箱的内部与周围大气之间的压差的飞行器燃料箱装置，飞行器燃料箱装置包括接纳在管壳接纳本体内的可移除的管壳，管壳接纳本体至少部分地位于燃料箱中，管壳包括第一可破裂构件，第一可破裂构件能够操作成在飞行器燃料箱内部与周围大气之间存在大于预定压差的压差的情况下破裂。
【专利说明】飞行器燃料箱装置
【技术领域】
[0001]本发明涉及一种用于减小飞行器燃料箱的内部与周围大气之间的压差的飞行器燃料箱装置。
【背景技术】
[0002]跨越飞行器燃料箱的外表面与飞行器燃料箱的内表面的大的压差的存在可能是不合需要的。如果压差过大，则存在燃料箱会内爆或爆炸的风险，从而导致燃料的损失和飞行器的机翼蒙皮表面的破裂。这种破裂会是不可控制的并且因此会是潜在危险的。这种压差可以是正的(在燃料箱内部的压力高于燃料箱外部的压力的情况下)或负的(在燃料箱外部的压力高于燃料箱内部的压力的情况下)。在飞行器的运行期间(例如，在加燃料期间、在重新加燃料期间、在卸燃料期间以及当飞行器进行特定操作时)的多个时刻发生会这种压差。例如，当飞行器爬高时，燃料箱内部的压力通常超过燃料箱外部的压力。相反，当飞行器下降时，燃料箱内部的压力通常低于燃料箱外部的压力。
[0003]已经通过若干种方式来解决过大的压差的减小问题。一种简单而有效的方法是提供称为排气管(stackpipe,实际上就是管子)的部件，该排气管从燃料箱的外表面(通常形成飞行器的外表面)延伸至燃料箱的内部。在排气管的位于燃料箱内部的端部处设置有破裂隔板。破裂隔板的内表面受到燃料箱内部的压力，而破裂隔板的外表面受到燃料箱外部的压力(周围大气压)。在预定的压差(小于引起燃料箱的破裂所需要的压差)下，破裂隔板将破裂，从而允许压力的快速平衡并且防止否则会引起机翼燃料箱破裂的压差的不合需要的增大。排气管确保了燃料箱内部的排气管的敞开端部下方的任何燃料保持在燃料箱内部。然而，已经发现，形成在排气管和破裂隔板下面的空腔在飞行器处于运动中时会引起声共振，这种声共振产生噪音(通常为汽笛声)并且常常导致破裂隔板的不需要的破裂。这明显是不合需要的。通过跨越排气管的中部放置薄纱已经成功地解决了共振问题。
[0004]缓和压差的一种替代性方案是为燃料箱提供阀，该阀能够操作成允许压力的快速平衡。这种阀是可再利用的并且因此相对于简单的破裂隔板提供了特定优点。然而，这种阀是相对昂贵的并且通常包括移动部件，并且因此需要定期检修以确保阀在需要那样做时将起作用。
【发明内容】
[0005]本发明的目的是改善上述问题中的一个或更多个。
[0006]根据本发明的第一方面，提供了一种用于减小在飞行器燃料箱的内部与周围大气之间的压差的飞行器燃料箱装置，该飞行器燃料箱装置包括被接纳在管壳接纳本体内的可移除管壳，该管壳接纳本体至少部分地位于燃料箱中，所述管壳包括第一可破裂构件，该第一可破裂构件能够操作成在飞行器燃料箱的内部与周围大气之间存在大于预定压差的压差的情况下破裂。
[0007]措辞“管壳”表示该管壳通常是自持式的。措辞“可移除”表示可以容易地移除管壳。管壳通常是单独使用的。管壳通常是可替换的，即，可以移除一个管壳并且插入类似的管壳。可以在不对燃料箱的剩余部分造成损坏的情况下由合适合格的技术人员来移除管壳。第一可破裂构件本质上形成了燃料箱的内部与周围大气之间的可破裂屏障。第一可破裂构件的一个表面(内部表面)经受飞行器燃料箱内侧的压力，同时，第一可破裂构件的另一个表面(外部表面)经受周围大气压力。当燃料箱的内部与周围大气之间的压差大于预定水平时，第一可破裂构件将破裂。
[0008]第一可破裂构件可选地固定地附接至管壳壁。该壁可以通过管壳本体部来提供。第一可破裂构件可以在第一可破裂构件没有破损的情况下可选地不从管壳移除。
[0009]飞行器燃料箱可以通过飞行器机翼来提供，因此，飞行器燃料箱可以为飞行器机翼燃料箱。设置有管壳的燃料箱可以可选地为通风油箱。飞行器机翼可以从飞行器的机身延伸至翼尖，管壳可选地定位成比靠近机身而更靠近翼尖。
[0010]第一可破裂构件可以可选地设置在管壳的与飞行器燃料箱的外部表面相关联的端部处或邻近该端部。第一可破裂构件可以基本上与一个或更多个相邻表面一比如管壳的一个或更多个表面、管壳接纳本体部的与第一可破裂构件相邻的表面、以及燃料箱的与第一可破裂构件相邻的外部表面一齐平。通常为第一可破裂构件的外部表面与一个或更多个相邻表面齐平。在这种情况下，第一可破裂构件的外周区域通常既不从与第一可破裂构件的外周区域相邻的表面显著地突出，也不从与第一可破裂构件的外周区域相邻的表面显著地凹陷。显著的突出部或凹陷部可以可选地为大约5毫米的量级。因此，第一可破裂构件的外周区域应当可选地不相对于相邻表面突出大于5毫米，也不相对于相邻表面凹陷大于5毫米。这种布置在减小与将破裂隔板放置在燃料箱内部相关联的共振方面是有效的。这种布置还在减小拖曳阻力并且因而减小飞行器的燃料消耗方面是有效的。
[0011]管壳可以可选地包括第二可破裂构件，该第二可破裂构件能够操作成在第二可破裂构件两侧存在比预定压差大的压差的情况下破裂。通常，第二可破裂构件的一个表面将经受第一压力，并且另一表面将经受第二压力。当第一压力与第二压力的差值大于预定值时，第二可破裂构件将破裂。第二可破裂构件通常将能够操作成在处于与使得第一可破裂构件破裂所需的压差不同的压差的情况下破裂。如果管壳包括这种第二可破裂构件，第一可破裂构件和第二可破裂构件通常将沿着管壳的长度彼此间隔开。例如，第一可破裂构件通常将位于第二可破裂构件的内部。第一可破裂构件可以可选地位于管壳的第一端部处或接近于管壳的第一端部，并且第二可破裂构件可以可选地位于管壳的第二端部处或接近于管壳的第二端部。管壳的第一端部可以位于燃料箱的内部，并且第二端部将接近于飞行器的外部表面或与飞行器的外部表面齐平。术语“齐平”的含义如上文所讨论的。第二可破裂构件可以与相邻表面一比如管壳的一个或更多个表面、管壳接纳本体的与第二可破裂构件相邻的表面、以及燃料箱的与第二可破裂构件相邻的外部表面一基本上齐平。
[0012]通过将第一可破裂构件放置在管壳的位于燃料箱内侧的端部处，并且将第二可破裂构件放置成与飞行器的外部表面齐平，可以减轻共振的问题，同时当产生压差时减小燃料损耗。还可以减小拖曳阻力，从而减小了燃料消耗。
[0013]如果管壳包括第二可破裂构件，飞行器燃料箱装置可以在飞行器燃料箱的外部与介于第一可破裂构件与第二可破裂构件之间的空间之间设置有至少一个流体流动通路。这允许第一可破裂构件经受飞行器外侧的环境压力。可以通过设置在第二可破裂构件中的一个或更多个孔来提供至少一个流体流动通路。这种孔通常是小的以使得第二可破裂构件的破裂能力没有显著地消减。第二可破裂构件可以定形状为使得聚集在第二可破裂构件上的水被导引至设置在第二可破裂构件中的孔中的至少一个孔。
[0014]第二可破裂构件一如果存在的话一可选地固定地附接至管壳壁。可以通过管壳本体部来提供壁。第二可破裂构件在第二可破裂构件没有损坏的情况下可选地不从管壳移除。
[0015]为了避免质疑，因此可以陈述，第一可破裂构件(和第二可破裂构件，如果存在的话)的破裂是不可逆的；在破裂之后，相对应的可破裂构件不能返回至其形成如上文提到的屏障的先前状态。这与阀相反，在阀中，一旦压差已经减小，阀构件通常移动返回至(或可以以物理的方式移动返回)屏障提供状态。
[0016]第一可破裂构件和第二可破裂构件可以可选地呈破裂隔板的形式。这种破裂隔板对于本领域的那些技术人员而言是公知的。
[0017]管壳可选地与管壳接纳本体密封接合。管壳可以设置有至少一个流体紧密封构件以用于与管壳接纳本体形成密封。采用一个或更多个密封构件，比如“O”型圈，这是便于实现的。
[0018]一个或更多个密封构件可以设置在管壳的第一端部处或接近于管壳的第一端部，并且一个或更多个密封构件可以设置在管壳的第二端部处或接近于管壳的第二端部。
[0019]管壳可以包括延伸至飞行器燃料箱中的管壳本体部。管壳本体部可以基本上为圆筒形，即，沿着本体部的长度大致具有相同的横截面形状和尺寸。替代性地，管壳本体部可以是截头圆锥形的。管壳本体部在充足压差下操作的情况下可选地限定了在飞行器燃料箱的内侧与外侧之间的流体通路；这可以例如通过设置管状管壳本体部来实现。
[0020]第一可破裂构件和第二可破裂构件(如果存在的话)可以附接至和/或位于管壳本体部内。例如，第一可破裂构件可以位于管壳本体部的第一端部处或接近于管壳本体部的第一端部，并且第二可破裂构件可以位于管壳本体部的第二端部处或接近于管壳本体部的第二端部。
[0021]第一可破裂构件和/或第二可破裂构件(如果存在的话)，可以可选地设置有至少一个连续的电阻式或光学式传输元件以用于指示相应的可破裂构件是否已经破裂。设置有至少一个连续的电阻式或光学式传输元件的第一可破裂构件和/或第二可破裂构件能够被操作以破裂使得至少一个连续的电阻式或光学式传输元件不连续。利用标准的电气构件可以容易地探测这种电阻式元件。当光学式传输元件变得不连续时，光学式传输元件通常在破损或不连续的部分处变成光学非传输式的。光学式传输兀件可以包括光纤兀件。
[0022]第一可破裂构件(和第二可破裂构件，如果存在的话)可以通常呈板的形式，通常呈隔板(disk)的形式。板可以为任何合适的形状，但通常是足够薄的以能够在合适的压差下破裂。当板的一侧上的压力与板的另一侧上的压力足够不同时，板通常能够被操作以破裂。板可以基本上是平坦的，或可以为凸形的或凹形的。
[0023]管壳接纳本体可以可选地包括用于接纳管壳的管状部。管壳接纳本体可以包括用于便于附接至飞行器结构的一个或更多个凸缘。一个或更多个凸缘可以可选地从管壳接纳本体的管状部向外突出。
[0024]根据本发明的第二方面，提供了一种在本发明的第一方面的飞行器燃料箱装置中使用的管壳。本发明的第二方面的管壳可以包括上文描述的与本发明的第一方面的飞行器燃料箱装置相关的那些特征。
[0025]根据本发明的第三方面，提供了 一种用于减小飞行器燃料箱的内部与周围大气之间的压差的飞行器燃料箱装置，飞行器燃料箱装置包括第一可破裂构件，第一可破裂构件能够操作成当飞行器燃料箱的内部与周围大气压力之间的压差大于预定的压差时破裂，第一可破裂构与一个或更多个相邻表面大致齐平。
[0026]“齐平”可以意味着，第一可破裂构件的外周区域通常既不从与第一可破裂构件的外周区域相邻的表面显著地突出，也不从与第一可破裂构件的外周区域相邻的表面显著地凹陷。通常为第一破裂隔板的表面或外部表面与一个或更多个相邻表面齐平。显著的突出部或凹陷部可以为大约5毫米的量级。因此，第一可破裂构件的外周区域应当相对于相邻表面既不突出大于5毫米也不凹陷大于5毫米。所述相邻表面可以通过用于对第一可破裂构件进行支承的一个或更多个支承件(如果存在话)和燃料箱的与第一可破裂构件相邻的外部表面来提供。
[0027]飞行器燃料箱装置可以包括第二可破裂构件，该第二可破裂构件能够操作成在第二可破裂构件两侧存在超过预定压差的压差的情况下破裂。如果提供了第二可破裂构件，第一可破裂构件通常位于第二可破裂构件的外部。在本发明的第三方面的飞行器燃料箱装置中，使第二可破裂构件破裂所需要的压差通常将比使第一可破裂构件破裂所需要的压差更大。本发明的第三方面的飞行器燃料箱装置的第一可破裂构件可以具有上文所描述的与本发明的第一方面的飞行器燃料箱装置相关的第一可破裂构件或第二可破裂构件(通常为第二可破裂构件)的特征。本发明的第三方面的飞行器燃料箱装置的第二可破裂构件可以具有上文所描述的与本发明的第一方面的飞行器燃料箱装置相关的第一可破裂构件或第二可破裂构件(通常为第一可破裂构件)的特征。
[0028]飞行器燃料箱装置可以包括用于支承第一可破裂构件(和第二可破裂构件，如果存在的话)的支承件。该支承件可以是如上所述的与本发明的第一方面的飞行器燃料箱装置有关的可移除管壳的形式。支承件可以包括本体，该本体在缺乏第一可破裂构件和第二可破裂构件的情况下提供飞行器燃料箱的内部与周围大气之间的流体路径。支承本体可以包括延伸到飞行器燃料箱中的圆筒部。为了避免疑问，本发明的第三方面的飞行器燃料箱装置可以包括参照本发明的第一方面的飞行器燃料箱装置的如上所述的这些特征。
[0029]根据本发明的第四方面，提供了一种用于减小飞行器燃料箱的内部与周围大气之间的压差的飞行器燃料箱装置，飞行器燃料箱装置包括第一可破裂构件和第二可破裂构件，第一可破裂构件能够操作成在第一可破裂构件两侧存在比预定压差大的压差的情况下破裂，并且第二可破裂构件能够操作成在第二可破裂构件两侧存在比预定压差大的压差的情况下破裂，第一可破裂构件形成飞行器燃料箱的内部与第二可破裂构件之间的可破裂屏障。
[0030]飞行器燃料箱装置可以在飞行器燃料箱的外部与第一可破裂构件和第二可破裂构件之间的空间之间设置有一个或更多个流体路径。这允许第一可破裂构件经受飞行器外部的环境压力。所述至少一个流体流动路径可以通过设置在第二可破裂构件中的一个或更多个孔来提供。这种孔通常较小，使得第二可破裂构件的破裂能力没有明显降低。第二可破裂构件可以成形为使得聚集在第二可破裂构件上的水被导引至设置在第二可破裂构件中的孔中的至少一个孔。
[0031]破裂第一可破裂构件所需的压差通常比破裂第二可破裂构件所需的压差大。
[0032]飞行器燃料箱装置例如可以设置有可移除管壳。该可移除管壳可以设置有第一可破裂构件和第二可破裂构件。
[0033]使用在本发明的第三和第四方面的燃料箱装置中的可破裂构件通常以与上面所描述的与本发明的第一方面的燃料箱装置有关的相同的方式运行。可破裂构件通常呈板状，通常以隔板的形式，并且可破裂构件能够操作成在板的一侧上的压力与板的另一侧上的压力十分不同时破裂。
[0034]为了避免疑问，本发明的第四方面的飞行器燃料箱装置可以包括如上面所描述的参照本发明的第一和第三方面的飞行器燃料箱装置的那些特征。
[0035]根据本发明的第五方面提供了一种用于检测与飞行器燃料箱相关联的压差破裂构件的故障的系统，该系统包括:
[0036](a)破裂构件，该破裂构件能够操作成在飞行器燃料箱的内部与周围大气压之间存在超过预定压差的压差的情况下破裂，破裂构件包括一个或更多个连续的电阻式或光学式传输元件，该传输元件的电学特性或光学特性在破裂构件破裂时改变；
[0037](b)查询系统，该查询系统能够操作成对一个或更多个连续的电阻式或光学式传输元件的电学特性或光学特性进行查询，以产生指示所述破裂构件的破裂状态的输出。
[0038]在破裂构件破裂时，一个或更多个连续的电阻式或光学式传输元件变得不连续。破裂构件的破裂通常与连续的电阻式传输元件或光学式传输元件的破坏相关联(通常使电阻式元件成为开路或使光学式传输元件成为非传输的)。每个连续的电阻式元件可选地为导电材料如金属的轨道或线路的形式。导电材料的这种线路或轨道跨越预定线路或薄弱区域，破裂构件沿着该预定线路或薄弱区域能够操作成在经受足够高的压差时失效。光学式传输兀件可以包括光纤兀件。使用在本发明的第五方面的系统中的破裂构件可以包括如上面所描述的第一可破裂构件的与本发明的第一方面的燃料箱装置有关的那些特征。
[0039]系统还可以包括指示器，该指示器用于响应于查询系统的输出而指示隔板的破裂状态。指示器可以包括灯，例如，提醒/警告或者警报灯。
[0040]本发明的第五方面的系统可以包括本发明的第一、第三和/或第四方面的飞行器燃料箱装置的一个或更多个特征。本发明的第五方面的系统可以包括本发明的第一、第三和/或第四方面的飞行器燃料箱装置。
[0041]根据本发明的第六方面，提供了一种用于响应与飞行器燃料箱相关联的压差破裂构件的破裂而控制事件的系统，该系统包括:根据本发明的第五方面的系统；以及控制器，该控制器能够操作成响应于来自查询系统的输出而根据破裂构件的破裂状态控制一个或更多个飞行器功能。例如，控制器可以与飞行器相关联并且可以联接至飞行器的飞行控制系统，使得通过控制器修正可能导致破裂的特定飞行状态。替代性地或附加地，例如，控制器可以联接至燃料添加系统，使得可以响应于破裂的发生而由控制器控制燃料添加。替代性地或附加地，控制器可以联接至一个或更多个泵或阀，控制器响应于破裂的发生可有效地控制一个或更多个泵或阀的运行。
[0042]本发明的一个方面的一个或更多个特征可以并入到本发明的另一方面中。例如，本发明的第一方面的飞行器燃料箱装置的一个或更多个特征可以并入到本发明的第三和第四方面的飞行器燃料箱装置中。同样地，本发明的第三方面的飞行器燃料箱装置的一个或更多个特征可以并入到本发明的第一和第四方面的飞行器燃料箱装置中。此外，本发明的第四方面的飞行器燃料箱装置的一个或更多个特征可以并入本发明的第一和第三方面的飞行器燃料箱装置中。
【专利附图】
【附图说明】
[0043]现在将仅参照以下图、通过示例的方式对本发明进行描述，在以下图中:
[0044]图1为通过已知的燃料箱装置的横截面，该已知的燃料箱装置用于减小燃料箱的内部与外部之间的不希望的压差；
[0045]图2为通过根据本发明的第一、第三和第四方面的燃料箱装置的示例的横截面；
[0046]图3为通过图2的燃料箱装置的横截面，其中，管壳从飞行器机翼燃料箱取出；
[0047]图4为在图2和图3的燃料箱装置中使用的破裂隔板的立体图；以及
[0048]图5为根据破裂隔板的破裂状态控制加油阀的运行的系统的示意性表示。
【具体实施方式】
[0049]用于减小飞行器燃料箱的内部与周围大气之间的压差的已知的燃料箱装置在图1中以横截面的形式示出。该已知的装置总体上由附图标记I来表示，并包括通常为本领域技术人员已知为位于飞行器机翼5中的排气管2的部件。该机翼通常为湿翼，即，用作燃料箱的机翼。该排气管2通常位于机翼5的下侧，朝向翼尖，通常在溢流箱或通风油箱中。排气管2包括圆筒形主体6，该排气管2的一端设置有环形凸缘3，另一端设置有破裂隔板4。凸缘3提供了一种将排气管定位和固定至飞行器翼部5的适当的手段。取决于燃料箱中的燃料的量，燃料F可围绕排气管2。破裂隔板4形成燃料箱内部(由“内”表示)与燃料箱外部(由“外”表示)的周围大气之间的可破裂屏障。燃料箱内部与周围大气之间通常将存在压差。当这种压差低于阀值时，破裂隔板4保持完整无缺。当压差高于阀值(通常，对于箱过压而言，为约8磅/平方英寸(psig)，对于箱欠压而言，为约5磅/平方英寸)时，破裂隔板4将破裂，由此，允许燃料箱的内部与周围大气之间的压力平衡。设置破裂隔板4的目的为防止机翼燃料箱自身的非受控的破裂，那将是很危险的。破裂隔板因而将在大致低于机翼燃料箱破裂所需的压差(通常约15磅/平方英寸)的压差(对于箱内的过压而言，为约8磅/平方英寸，对于箱内的欠压而言，为约5磅/平方英寸)下破裂。用于使隔板破裂的阈值压差对于内爆(环境压力大于燃料箱内部压力)和爆炸(环境压力小于燃料箱内部压力)而言可以是不同的。
[0050]该已知的飞行器燃料箱装置的一个问题是当飞行器运动时破裂隔板4下方的空气柱有时引起声共振问题。该问题通过产生了气鸣声以及有时通过引起破裂隔板4的不需要的破裂而被显露。此外，可以确信的是，在排气管的口部处在下机翼蒙皮中具有开口的燃料箱装置将产生拖曳阻力，估计等于大约IOKg的额外重量。这明显是不合需要的。
[0051]现将参照图2，3，4对根据本发明的燃料箱装置的示例进行描述。飞行器燃料箱装置总体上通过附图标记101表示，并且包括位于排气管102内的可移除管壳106，排气管102位于飞行器的机翼105中。排气管102基本上与以上参照图1描述的排气管2相同，具有圆筒形的排气管本体160并且在排气管本体160的一端处具有环形凸缘103。然而，与图I的排气管不一样的是，图2和图3的排气管没有设置破裂隔板；可移除管壳106设置有破裂隔板。的确，罐106包括圆筒形的管壳本体107，该管壳本体107具有附接至管壳本体的内端的第一破裂隔板104和附接至管壳本体的外端的第二破裂隔板108。管壳本体107与排气管本体160之间通过三个O形环提供气密密封，其中，三个O形环中的两个110，111定位成朝向管壳和排气管的内端，并且三个O形环中的一个109定位成朝向管壳和排气管的外端。提供气密密封以防止飞行器机翼105的内部(内)与外部(外)之间的不合需要的流体路径。由定位在第二破裂隔板108中的孔112，113提供气流路径。这允许空气流入第一破裂隔板与第二破裂隔板之间的区域114使得第一破裂隔板104的外表面经受飞行器外侧的环境压力。
[0052]现将参照图2和图3描述飞行器燃料箱装置的操作。当飞行器机翼燃料箱的内部[内]和燃料箱的外部[外]之间存在小的压差时，第一破裂隔板104和第二破裂隔板108保持完好。如果燃料箱的内部与周围大气之间的压差达到或者大于阈值时，第一破裂隔板104将破裂。用于使第一破裂隔板破裂的阈值通常对于油箱过压而言为Spsig以及对于油箱欠压而言为5psig，这比通常引起机翼破裂所需的压差低得多。第二破裂隔板108在第一破裂隔板104破裂后极短时间内破裂或者与第一破裂隔板104几乎同时破裂。使第二破裂隔板108破裂所要求的压差通常是3psig，明显地比使第一破裂隔板104破裂要求的压差低。此外，设置在第二破裂隔板108中的孔112，113足够小以在第一破裂隔板104破裂的情况下防止由移动穿过孔112，113的空气在第二破裂隔板108两侧引起压力均衡。孔112，113还有助于排出积聚在区域114中的任何水。略微凹形的第二破裂隔板协助使水导引至孔 112，113。
[0053]第二破裂隔板108的外表面与凸缘103的与第二破裂隔板108相邻的外表面大致上齐平。特别地，第二破裂隔板108的圆周与凸缘103的邻近破裂隔板108的圆周的外表面齐平。与图1的现有技术飞行器燃料箱装置相比，这减小了拖曳阻力并且减缓了可能引起不需要的噪音或者不需要的隔板破裂的共振的形成。
[0054]管壳106能够轻易地移除，如在图3中示出的。这有助于破裂隔板的简单且廉价的替换；一个管壳从排气管160移除，新的大致相同的管壳被插入至排气管160。
[0055]在图4中示出了第一破裂隔板104的平面图。第一破裂隔板104包括外安装边缘120和可破裂的中央区域121。中央区域121通常设置有薄弱区域，当中央区域的表面两侧经受大于预定压差的压差时，该薄弱区域允许中央区域破裂。那些薄弱区域在图4中示出为虚线，并且形成十字形。中央区域121设置有连续传导路径材料122。传导路径材料的电气属性可以经由连接至端子块116的线124，125探测。端子块116通过线缆115连接至控制系统(未示出)。在隔板破裂的情况下，隔板沿着图4中示出的虚线破坏，从而断开传导路径材料122，从而导致了开路。该开路可以通过控制系统感测。控制系统可以设置成以适当的方式响应于电气属性的变化。例如，可能希望使飞行器在隔板破裂后降低飞行高度。因此，控制系统可以设置成与飞行器控制系统通信，从而向飞行器控制系统提供与期望降低飞行器飞行高度相应的输入。替代性地或者附加地，隔板的破裂可以在飞行器驾驶舱中产生适当的信号。
[0056]现在参照图5描述根据破裂隔板的破裂状态控制加油阀的操作的系统的示例。总体通过附图标记200示出的系统控制加油阀214的操作。系统200包括具有输入部204和相关的输出部205的燃料管理模块206。输入部204在加油开关203被闭合时从汇流条201汲取功率。在加油开关闭合的情况下，没有功率提供至输入部204。
[0057]破裂隔板监控模块207设置成查询破裂隔板104。跨越连续传导路径材料122设置了电势差。燃料管理模块206设置成使得如果破裂隔板104和连续传导路径材料122完好且加油开关203闭合，则信号经由输出部205传输至继电器输入部210。燃料管理模块206还设置成使得如果破裂隔板104和连续传导路径材料122不完好且加油开关203闭合，则信号不经由输出部205传输至继电器输入部210。
[0058]至继电器输入部210的输入信号的存在或者不存在引起继电器211以本领域技术人员熟知的方式运行。如果对继电器输入部210提供了信号，则电磁体212操作成将电枢213吸引至闭合开关216的位置，从而从汇流条208经由断路器209提供功率至加油阀214。加油阀214操作成使得当功率施加至该阀时，阀打开以便于加油。在继电器输入部210不存在信号的情况下，电磁体212不吸引电枢213，电枢213被偏置到非接触位置使得开关216打开，在该情况下，没有功率提供至加油阀214，因此加油阀214关闭。
[0059]燃料管理模块206还与驾驶舱飞行警告模块215通信使得在破裂隔板104破裂的情况下，信号传输至驾驶舱飞行警告模块215，这又产生指示破裂隔板故障的组员可认知的警告信号。一旦破裂隔板故障，信号还可以从燃料管理模块206发送至维修管理模块(未示出)，维修管理模块记录故障并且可选地产生指示破裂隔板故障的组员可认知或者工程师可认知的警告信号。
[0060]本领域技术人员会意识到对于本发明的某些方面，不必具有两个破裂隔板；一个就足够。此外，对于本发明的某些方面，不必为破裂隔板设置感测隔板故障的电路或者光学纤维。本领域技术人员还会意识到对于本发明的某些方面，不必使用管壳装置。本领域技术人员会意识到对于本发明的某些方面，不必使破裂隔板与周围的表面齐平。
[0061]以上描述的破裂隔板具有形成十字形的薄弱区域。可以是其他布置，例如可以提供一个或者更多个的圆形薄弱区域。
[0062]在前面的描述中，所提及到的整体或元件可具有已知的、显然的或可预见的等同物，而这些等同物如同单独阐述的一样结合于此。为了确定本发明的真正范围，应参照所附的权利要求书，应认为它们包括了任何这种等同物。读者还应认识到，被描述为优选的、有利的、方便的或诸如此类的本发明的整体或特征是可选的，并不限制权利要求的范围。
【权利要求】
1.一种飞行器燃料箱装置，所述飞行器燃料箱装置用于减小飞行器燃料箱的内部与周围大气之间的压差，所述飞行器燃料箱装置包括接纳在管壳接纳本体内的可移除的管壳，所述管壳接纳本体至少部分地位于所述燃料箱中，所述管壳包括第一可破裂构件，所述第一可破裂构件能够操作成在所述飞行器燃料箱的内部与周围大气之间存在大于预定压差的压差的情况下破裂。
2.根据权利要求1所述的飞行器燃料箱装置，其中，所述第一可破裂构件设置在所述管壳的与所述飞行器燃料箱的外表面相关联的端部处或设置成邻近于所述管壳的与所述飞行器燃料箱的外表面相关联的所述端部。
3.根据权利要求2所述的飞行器燃料箱装置，其中，所述第一可破裂构件与一个或更多个相邻表面大致齐平。
4.根据权利要求1所述的飞行器燃料箱装置，其中，所述管壳包括第二可破裂构件，所述第二可破裂构件能够操作成在所述第二可破裂构件两侧存在大于预定差压的压差的情况下破裂。
5.根据权利要求4所述的飞行器燃料箱装置，其中，所述第一可破裂构件和所述第二可破裂构件沿着所述管壳的长度相互间隔开。
6.根据权利要求5所述的飞行器燃料箱装置，其中，所述第一可破裂构件位于所述第二可破裂构件的内部。
7.根据权利要求4至6中的任一项所述的飞行器燃料箱装置，其中，所述第一可破裂构件位于所述管壳的第一端部处或定位成接近于所述管壳的所述第一端部，而所述第二可破裂构件位于所述管壳的第 端部处或定位成接近于所述管壳的所述第二端部。
8.根据权利要求7所述的飞行器燃料箱装置，其中，所述管壳的所述第一端部位于所述燃料箱的内部，并且所述第二端部接近于一个或更多个相邻表面或与所述一个或更多个相邻表面齐平。
9.根据权利要求4至8中的任一项所述的飞行器燃料箱装置，其中，所述飞行器燃料箱装置在所述飞行器燃料箱的外部与位于所述第一可破裂构件与所述第二可破裂构件之间的空间之间设置有至少一个流体流动路径。
10.根据权利要求9所述的飞行器燃料箱装置，其中，所述至少一个流体流动路径通过设置在所述第二可破裂构件中的一个或更多个孔来提供。
11.根据权利要求10所述的飞行器燃料箱装置，其中，所述第二可破裂构件成形为使得聚集在所述第二可破裂构件上的水被导引至设置在所述第二可破裂构件中的所述孔中的至少一个孔。
12.根据前述权利要求中的任一项所述的飞行器燃料箱装置，其中，所述第一可破裂构件(和所述第二破裂构件，如果存在的话)是破裂隔板。
13.根据前述权利要求中的任一项所述的飞行器燃料箱装置，其中，所述飞行器燃料箱装置在所述管壳与所述管壳接纳本体之间包括至少一个流体紧密密封构件。
14.根据权利要求13所述的飞行器燃料箱装置，其中，在所述管壳的第一端部处或接近于所述管壳的所述第一端部设置有一个或更多个密封构件，并且在所述管壳的第二端部处或接近于所述管壳的所述第二端部设置有一个或更多个密封构件。
15.根据前述权利要求中的任一项所述的飞行器燃料箱装置，其中，所述管壳包括延伸至所述飞行器燃料箱中的管壳本体部。
16.根据权利要求15所述的飞行器燃料箱装置，其中，所述管壳本体部大致是圆筒形的或截头圆锥形的。
17.根据权利要求15或16所述的飞行器燃料箱装置，其中，所述管壳本体部在充分压差下运行而使所述第一可破裂构件(和所述第二破裂构件，如果存在的话)破裂的情况下在所述飞行器燃料箱的内部与所述飞行器燃料箱的外部之间限定出流体路径。
18.根据权利要求15至17中的任一项所述的飞行器燃料箱装置，其中，所述管壳本体部是管状的。
19.根据权利要求15至18中的任一项所述的飞行器燃料箱装置，其中，所述第一可破裂构件和所述第二可破裂构件(如果存在的话)附接至所述管壳本体部和/或位于所述管壳本体部内。
20.根据前述权利要求中的任一项所述的飞行器燃料箱装置，其中，所述第一可破裂构件和/或所述第二可破裂构件(如果存在的话)设置有至少一个连续的电阻式或光学式传输元件，用于指示相应的可破裂构件是否已经破裂。
21.根据权利要求20所述的飞行器燃料箱装置，其中，设置有至少一个连续的电阻式或光学式传输元件的所述第一可破裂构件和/或所述第二可破裂构件能够操作成破裂以便使所述至少一个连续的电阻式或光学式传输元件不连续。
22.一种用于根据前述权利要求中的任一项所述的飞行器燃料箱装置中的管壳。
23.一种飞行器燃料箱装置，所述飞行器燃料箱装置用于减小飞行器燃料箱的内部与周围 大气之间的压差，所述飞行器燃料箱装置包括第一可破裂构件，所述第一可破裂构件能够操作成在所述飞行器燃料箱的内部与周围大气压之间的压差大于预定压差时破裂，所述第一可破裂构件与一个或更多个相邻表面大致齐平。
24.一种飞行器燃料箱装置，所述飞行器燃料箱装置用于减小飞行器燃料箱的内部与周围大气之间的压差，所述飞行器燃料箱装置包括第一可破裂构件和第二可破裂构件，所述第一可破裂构件能够操作成在所述第一可破裂构件两侧存在大于预定压差的压差的情况下破裂，而所述第二可破裂构件能够操作成在所述第二可破裂构件两侧存在大于预定压差的压差的情况下破裂，所述第一可破裂构件形成所述飞行器燃料箱的内部与所述第二可破裂构件之间的可破裂屏障。
25.一种用于检测与飞行器燃料箱相关联的压差破裂构件的故障的系统，所述系统包括: (a)破裂构件，所述破裂构件能够操作成在所述飞行器燃料箱的内部与周围大气压之间存在超过预定压差的压差的情况下破裂，所述破裂构件包括一个或更多个连续的电阻式或光学式传输元件，所述传输元件的电学特性或光学特性在破裂隔板破裂时改变； (b)查询系统，所述查询系统能够操作成对所述一个或更多个连续的电阻式或光学式传输元件的所述电学特性或所述光学特性进行查询，并且产生指示所述破裂构件的破裂状态的输出。
26.一种用于响应与飞行器燃料箱相关联的压差破裂构件的破裂而控制事件的系统，所述系统包括控制器和根据权利要求25所述的故障检测系统，所述控制器能够操作成响应于来自所述查询系统的输出而根据所述破裂构件的所述破裂状态控制一个或更多个飞行器功能。
【文档编号】B64D37/32GK104015929SQ201410073825
【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】理查德·哈斯金斯, 约翰·琼斯 申请人:空中客车营运有限公司