本文公开的实施例主要涉及具有机载辅助燃料箱的飞行器。在特别优选形式中，本公开的实施例涉及飞行器辅助燃料箱，该飞行器辅助燃料箱设有燃料箱加压系统，以提供降低的易燃性风险并允许将加压燃料转移到另一机载燃油箱(例如，装料较少的主燃油箱和/或另一辅助燃油箱)。
背景技术：
众所周知，机载飞行器燃料箱由于其中携带的高度易燃燃料而具有爆炸风险。因此，本领域已经提出了几种建议以降低与机载飞行器燃油箱相关联的易燃性风险，例如，如美国专利2,749,062和9,758,255以及美国专利申请公开2006/0021652、2015/0151845和2015/0217153所证明的(这些专利和公开申请每一个的全部内容都通过引用明确地并入本文)。
举例来说，本领域中已知的用于降低与机载飞行器燃料箱相关联的易燃性风险的一种技术是使用来自飞行器涡扇发动机(例如，主推进涡扇发动机或与机载辅助动力单元(apu)相关联的涡扇)的引气对燃料箱加压。燃料箱加压减少了燃料箱内部燃料蒸汽的高挥发性层，由此降低了燃料的易燃性并因此降低燃料的爆炸性。然而，由于发动机引气太热(通常超过200℃)以至于无法直接引入燃料箱以进行燃料箱加压，因此必须首先对其进行冷却。因此，现有建议集中在使用主动热交换器上，该主动热交换器采用经冷却的空气作为从机载冷却器单元(例如，机载空调单元)和/或较冷的飞行器外部冲压空气获得的工作热交换流体。因此，这样的现有建议通常将从冲压空气流中获取冷空气并将其引导至预冷却器，在预冷却器中与发动机引气进行热交换。通常采用某种形式的主动控制阀系统来控制冷空气流，并使用温度传感器来测量输出空气流的温度。然而，不利的是，这些常规系统的实施方式复杂且昂贵。
一些其他已知的用于降低易燃性的方法也依赖于在燃料箱内使用惰性气体，诸如氮气，来置换其中的氧气含量。然而，提供机载氮气源是一种昂贵的解决方案，其在商业航空中通常不会采用。
因此，将期望提供对机载飞行器燃料箱加压由此降低易燃性风险并允许加压燃料转移到另一机载燃料箱的系统和方法，这些系统和方法较不复杂且因此实现起来更经济。本文公开的实施例涉及提供这样的系统和方法。
技术实现要素：
广泛地，本文公开的实施例涉及这样的系统和方法，通过这样的系统和方法，可以在正常的燃料箱内部压力和温度状态下对机载燃料箱进行加压。根据一些实施例，提供了这样的系统和方法，其中至少一个机载燃料箱能够在预定的内部箱压力和内部环境箱温度下储存飞行器燃料，该燃料箱具有用于接收加压空气的箱进口、用于从燃料箱排出燃料的箱出口以及箱通气管。具有热交换器进口的被动热交换器流体连接到飞行器的推进发动机，以在交换器出口流体连接到燃料箱的同时，从飞行器的推进发动机接收受热加压引气。被动热交换器被构造成通过借助于辐射和对流将热传递到周边环境来冷却来自发动机的受热加压引气，以便以预定的内部箱压力和内部环境箱温度向燃料箱供应加压空气。
进口和出口固定校准孔口可以被定位在被动热交换器的进口和出口中，以可控地限制来自发动机的引气分别流动到热交换器和燃料箱。压力调节/截止阀(prsov)被定位在热交换器的进口中处于进口孔口的下游，并具有打开状态和关闭状态从而分别向热交换器完全供应和完全停止加压引气流。系统控制器作用连接到prsov，以在打开状态和关闭状态之间调节prsov，由此将由热交换器供应到燃料箱的加压空气的压力和温度状态保持在预定的压力和温度设定点状态下。
压力和温度传感器可以被定位在箱进口中，以感测从交换器出口供应到箱进口的加压空气的压力和温度状态，并在压力和温度状态超出预定范围时向系统控制器发出相应的压力和温度状态信号。由此，系统控制器响应于压力和/或温度状态信号的接收，可以发出命令信号以调节pr/sov，从而将从热交换器供应到箱进口的加压空气的压力和温度状态保持在预定范围内。
某些实施例将为燃料箱提供常闭正压出流卸压阀(orv)和常闭负压入流卸压阀(irv)。orv和irv中的每一个都优选地是常闭卸压阀，其响应于内部箱压力状态超过其机械预设压力状态设定点而打开，由此将内部箱压力保持在其最大和最小设计压力状态内。举例来说，orv可以具有在最大操作内部箱压力下的预设压力状态设定点，而irv可以具有在最小操作内部箱压力(例如，小于0psig)下的预设压力状态设定点。
系统控制器可以被编程为包括第一和第二压力设定点，第一和第二压力设定点分别建立燃料箱的第一内部压力状态和燃料箱的第二内部压力状态，第二内部压力状态大于第一内部压力状态。因此，这些第一和第二内部压力状态在操作期间建立了内部箱压力状态的正常范围的上和下压力极限。在飞行器爬升期间(当燃料箱内部的压力将相对于周围压力状态增大时)，系统控制器将使pr/sov保持在打开位置，直到从压力传感器接收到内部箱压力已经达到第一压力设定点的压力信号。此时，系统控制器响应性地发出命令信号，以使pr/sov移动到其关闭位置。在这样的实施例中，orv的机械预设压力状态将优选地相应于第二压力设定点，使得当内部箱压力达到第二设定点压力时，常闭orv打开，由此将内部箱压力保持在内部箱压力状态的正常范围内。
系统控制器也可以被编程为包括小于第一压力设定点的第三压力设定点，由此建立燃料箱的第三内部压力状态，第三内部压力状态低于由第一压力设定点建立的内部箱压力状态的正常范围的下压力极限。在飞行器下降期间(即，其中内部箱压力相对于周围压力状态降低时)，系统控制器将pr/sov保持在关闭位置，直到从压力传感器接收到内部箱压力已经达到第三压力设定点的压力信号，此时，系统控制器发出命令信号以使pr/sov移至其打开位置。
根据某些实施例，燃料箱将包括位于箱出口处并与系统控制器作用连接的燃料转移阀。系统控制器还将优选地被编程为包括低于第一压力设定点的第三压力设定点，由此建立燃料箱的第三内部压力状态，第三内部压力状态低于由第一压力设定点建立的内部箱压力状态的正常范围的下压力极限。在燃料转移模式期间(例如，当燃料从该燃料箱转移到另一机载燃料箱时)，系统控制器将发出命令信号以使燃料转移阀打开，由此允许燃料在燃料箱内的压力下流经箱出口，这继而引起燃料箱内的内部压力降低。因此，在这种燃料转移模式期间，系统控制器可以响应于燃料箱内的内部压力降低到第三压力设定点而发出另一命令信号以引起pr/sov打开，由此提高燃料箱内的压力。
在仔细考虑下面对本发明的优选例证性实施例的详细说明之后，本发明的这些和其他方面以及优点将变得更加清楚。
附图说明
通过结合附图参考例证性非限制性说明性实施例的以下详细说明，将更好地并且更全面地理解本发明的公开实施例，其中：
图1是根据本发明的实施例的机载飞行器燃料箱加压系统的示意图；和
图2是图1中所示的飞行器燃料箱加压系统的实施例所采用的控制方案的图形表示。
具体实施方式
如附图1中示意性所示，飞行器ac设有机载燃料箱加压系统ps，以便经由引气导管从左舷发动机ep和右舷发动机es向机载辅助燃料箱10提供加压空气。在所示实施例中重要的是，加压系统ps设有被动热交换器12，被动热交换器包括沿正弦曲线布置在其进口12a-1和出口12a-2之间的热交换导管12a。在其进口12a-1和出口12a-2之间的热交换导管12a的有效长度由其内的空气流速和停留时间确定，如下面将更详细讨论的那样进行控制。
经由导管14a、14b的加压加热的引气分别被从左舷发动机ep和右舷发动机es抽出，并在热交换器12的进口12a-1处引入热交换器12中。热交换器12的主要功能是通过对周围环境的辐射/对流来冷却被动热交换导管12a内的热引气，以便可以将加压的引气冷却至周围空气温度并引入辅助燃料箱10中。
为了实现对热加压引气的冷却，被动热交换器12设有压力调节/截止阀(pr/sov)16，压力调节/截止阀能够完全阻断或调节从引气导管14a，14b进入热交换器12的进口12a-1的空气流。pr/sov16由来自机载系统控制器17的适当信号命令，该信号激活加压系统ps。当用作压力调节器时，与从发动机ep、es抽出时的引气的较高压力状态相比，pr/sov16将用于将经由导管14a、14b获得的、被引入热交换器12的进口12a-1的热引气的压力降低到中间压力状态。当用作截止阀时，pr/sov16将完全切断从导管14a、14b到进口12a-1的引气气流，或者允许来自导管14a、14b的所有引气气流都转移到进口12a-1。
固定的进口孔板18a被设置在热交换器12的进口12a-1中pr/sov16的上游，而固定的出口孔板18b被设置在热交换器的出口12a-2中。出口孔板18b被校准以提供期望的空气流从而对辅助燃料箱10加压，而固定的进口孔板18a被校准以在pr/sov16失效的情况下限制空气流，并限制空气流以避免辅助燃料箱10内的温度升高。由此，孔板18a的直径被设计成不允许空气流温度超过辅助燃料箱10内允许的最高温度。作为一个非限制性示例，孔板18a的直径被设计成热交换导管12a的直径的约+/-25％。孔板18a和热交换导管12a的直径之间的这种尺寸关系是根据引入到加压系统ps中的抽出引气的压力和空气流水平、热交换导管12a的有效长度，以及当考虑故障状态时的辅助燃料箱10的最高设计进口温度来确定的。
为了避免从辅助燃料箱10到热交换器12的逆向空气流，一对止回阀20a、20b可以被设置在孔板18b的下游。辅助燃料箱10将包括与热交换器12的出口12a-2流体连通的箱进口10a，并且在箱进口中可操作地布置了压力传感器(换能器)22和温度传感器24。辅助燃料箱10也将设有：通气管26a，通气阀(vv)26可操作地定位在其中；以及燃料转移管28a，燃料转移阀28可操作地定位在其中。如图所示，通气管26a用于将空气压力排放到燃料箱10的周围环境，而燃料转移管与另一机载燃料箱(未示出)流体连接，该另一机载燃料箱诸如为其中具有低燃料液位的飞行器的主燃料箱或第二辅助燃料箱。
燃料箱10设有正压出流卸压阀(orv)30和负压入流卸压阀(irv)32，其确保燃料箱10内的压力保持在适当的最大和最小设计压力状态之间。阀30、32中的每一个都是常闭机械预设卸压阀，其在燃料箱10内的压力超过其机械预设压力状态设定点时打开。
在操作时，系统控制器17将向pr/sov16发出命令信号，以便根据分别被压力和温度传感器22和24感测的箱进口10a内的感测的压力和温度状态对辅助燃料箱10加压。
在爬升期间，飞行器的周围外部压力将由于大气压力的减小而降低，从而燃料箱10内的压力和周围压力之间的压差将增大。因此，系统控制器将保持pr/sov16处于打开位置，直到燃料箱压力达到图2中的设定点2。在爬升模式期间，燃料箱压力将升高到高于设定点2的值，即使pr/sov16处于关闭位置也是如此。在这种飞行阶段中，orv30将起释放燃料箱压力的作用，以便防止燃料箱压力超过图2中的设定点3。
在下降期间，燃料箱10内的内部压力当然将由于飞行器ac外部的大气压力的升高而降低。系统控制器17将在燃料箱压力降低到低于图2中的设定点1的值的情况下命令pr/sov16处于打开位置，由此保持燃料箱压力高于图2中的设定点1。
加压系统10也具有故障安全模式。在这一点上，在orv30故障的情况下，燃料箱10内的压力可以在飞行器ac爬升期间升高，以便达到高于正常操作的上压力极限的值(图2中的设定点3)。在这种情况下，系统控制器将在压力传感器22感测燃料箱10内的最大压力状态(在图2中被标识为设定点4)时向vv阀26发出命令信号，从而引起vv26打开，由此允许过量压力从燃料箱10排放到周围环境。系统控制器17也可以向飞行机组成员发出听觉或视觉通知信号，以警告他们卸压阀orv30已经出故障。
在下降模式期间，如果pr/sov16在关闭位置出故障，则燃料箱10内部的压力可能会降至0psig以下。因此，如果存在这种状态，则在达到irv30的机械预设压力状态点(在图2中标识为设定点5)时，将使irv32打开，由此允许燃料箱10内的压力被再次加压，直到不存在负压状态，此时irv32将再次机械关闭。如果irv32出故障，则控制器17将在燃料箱10内的压力达到设定点6所标识的最大负压状态时向vv26发出命令信号，由此使vv26打开，从而允许燃料箱10的内部压力状态与燃料箱10外部的周围压力均衡。系统控制器17还可以向飞行机组成员发出听觉或视觉通知信号，以警告他们卸压阀irv32已经出故障。仅作为示例，燃料箱内允许的最大压力可以在12psig(设定点4)和-1psig(设定点6)之间，并根据燃料箱的结构设计来确定。
在燃料转移模式期间，当在加压系统运行以将燃料箱10内的压力保持在设定点1和3之间的正常操作压力范围内的同时要求从燃料箱10向另一机载燃料箱(未示出)进行燃料转移时，控制器17将向燃料转移阀28发出命令信号，使其打开并允许燃料在压力下通过燃料转移管28a排出。因而，这种燃料转移操作将使燃料箱10内的内部压力降低到正常压力操作的下限以下(设定点1)。此时，将命令pr/sov16到达打开位置，并且燃料箱压力将从图2中的设定点1升高到设定点2，此时，命令pr/sov到达关闭位置。因此，pr/sov16在关闭位置和打开位置之间的这种重复循环将保持燃料箱10内的内部压力处于由设定点1和2之间的压力范围所确定的燃料转移压力操作范围内。因此，pr/sov16的这种循环是用作具有滞后作用的“开-关”阀的示例，并允许将燃料从燃料箱10无泵转移到另一机载燃料箱(即，燃料转移仅通过燃料箱10内的压力状态实现，由此避免对燃料转移泵及其相关联的系统的需求)。
因此，在参考本发明的特定实施例的同时，本领域技术人员可以设想各种变型。因此，应理解，本发明不限于所公开的实施例，相反，本发明有意涵盖被包括在本发明的精神和范围内的各种变型和等效布置。