具有来自引擎的燃料回路的飞行器燃料系统的制作方法
【技术领域】
[0001]本发明涉及一种飞行器燃料系统。具体地，本发明涉及抑制燃料管线中冰的形成。
【背景技术】
[0002]由于一些飞行器预期运行在低环境温度中，飞行器可能遭受燃料管线中的积冰的困扰。水在燃料中是不可避免的污染物，并且如果燃料的温度降至O摄氏度左右或以下，则可能发生冰的形成。如果这种冰的形成被允许到达诸如引擎燃料滤清器的某些组件，则可能异常地发生滤清器的阻塞。在极端情况下，这能够引起引擎故障(参见:AAIB Specialbulletin S1/2008)。
【发明内容】
[0003]本发明的第一方面提供一种飞行器燃料系统，包括:燃料箱；燃料管线；以及引擎；其中燃料管线包括第一管道和第二管道，第一管道被配置成从燃料箱向引擎运送燃料，第二管道被配置成从引擎向燃料箱运送燃料，其中第一管道或第二管道中的一个环绕第一管道或第二管道中的另一个布置。
[0004]本发明的另一方面提供一种用于传送飞行器燃料系统中的燃料的方法，该方法包括通过燃料管线的第一管道从燃料箱向引擎输送燃料，通过燃料管线的第二管道从引擎向燃料箱输送燃料，其中第一管道或第二管道中的一个环绕第一管道或第二管道中的另一个布置。
[0005]本发明有利的是:第二管道中的燃料通常比第一管道中的燃料具有更高的温度和压力，因为第二管道中的燃料来自引擎。第二管道中更高温度的燃料可以被用于将热能传送到第一管道中的燃料，从而抑制第一管道中冰的形成。另外，或替代地，第二管道中更高压力的燃料可以被用作用于布置在燃料箱内部的喷射泵的动力流。这使得特别高效地利用经由第二管道来自引擎的燃料中的热能和压力能。
[0006]燃料管线可以被配置成将热从第二管道中的燃料传送到第一管道中的燃料。例如，燃料管线在内部管道和外部管道之间可以具有内壁，内壁具有有益于热传送的热特性，例如薄壁结构和/或高导热系数的材料。
[0007]引擎可以包括用于向燃烧室输送燃料供应的高压燃料泵。
[0008]系统还可以包括用于经由第二管道从引擎向燃料箱返回多余燃料的燃料回路(fuel return)。
[0009]高压燃料泵可以被配置成向燃料回路输出多余的燃料。
[0010]引擎还可以包括热交换器。热交换器可以被配置成将多余的热从引擎传送到燃料。特别地，例如，热交换器可以被配置成传送来自引擎油流路和/或发电机的热。
[0011]引擎可以包括用于向燃烧室输送燃料供应的高压燃料泵，用于经由第二管道向燃料箱返回由高压燃料泵输出的多余燃料的燃料回路，以及热交换器，其中向燃料箱返回的燃料被热交换器加热。
[0012]系统还可以包括用于经由第一管道从燃料箱向引擎输送燃料供应的燃料泵。
[0013]第二管道可以与燃料箱的出口流体连通。
[0014]系统还可以包括布置在燃料箱内部用于经由第一管道从燃料箱向引擎输送燃料供应的喷射泵。喷射泵可以具有与第二管道流体连通的动力流体的入口。
[0015]引擎可以包括用于向燃烧室输送燃料供应的高压燃料泵，以及用于经由第二管道向喷射泵返回由高压燃料泵输出的多余燃料的燃料回路，用于向喷射泵提供动力流。
[0016]系统还可以包括传感器，例如压力换能器，用于检测燃料管线中的泄漏。
[0017]系统可以被安装在飞行器中，其中燃料管线被布置在将引擎耦接到飞行器的机身或机翼的挂架内部。
【附图说明】
[0018]现在，将参考附图描述本发明的实施方式，其中:
[0019]图1示意性地示出了常规的飞行器燃料系统的一部分；
[0020]图2示意性地示出了根据本发明的第一实施方式的飞行器燃料系统的一部分；
[0021]图3示意性地示出了根据本发明的第二实施方式的飞行器燃料系统的一部分；以及
[0022]图4a和图4b示出了适于与本发明一起使用的双壁管的一部分。
【具体实施方式】
[0023]现在，将参考引擎安装在机翼下的典型的固定翼商用喷气式运输飞行器来描述本发明的实施方式。然而，应当理解，本发明应用于广泛的多种类型的飞行器，包括但不限于:商用或军用飞行器；固定翼或旋转翼飞行器；喷气式、涡轮螺桨式或开式转子引擎；机翼下、机翼上或机身安装的引擎；基于煤油或生物燃料驱动的引擎等。简言之，本发明广泛应用于任何飞行器燃料系统，并且特别地，应用于那些例如在极地气候和/或巡航高空飞行期间大部分时间暴露在飞行器通常经历的低环境温度的飞行器燃料系统的部件。
[0024]图1示意性地示出了引擎安装在机翼下的固定翼喷气式飞行器的常规的飞行器燃料系统的一部分。按惯例，机翼被用于限定一个或更多个燃料箱。燃料箱I包含由低压燃料泵3通过燃料管线4向引擎5泵送的大量液体航空燃料2，在该情况下，低压燃料泵3是电燃料泵。燃料管线4穿过用于将引擎5耦接到飞行器机翼的挂架(pylon)(未示出)。引擎5包括高压“涡轮”燃料泵6，该高压“涡轮”燃料泵6在其入口 7处与燃料管线4流控耦接并且在高压下从出口 8向引擎5的燃烧室(未示出)输出燃料。
[0025]由高压泵6输出的任何多余的燃料经由溢流路径10从高压燃料管线9流到热交换器11。在这个示例中，热交换器是常规类型的集成驱动发电机冷却系统(IDG冷却)和/或燃料/油热交换器(FOHE)。另外或替代地，热交换器11可以是用于将多余的热从引擎5传送到航空燃料的任何其他类型的系统。离开热交换器11的高压“热”燃料通过返回路径12被传送到正好在高压燃料泵入口 7的上游的引擎侧的燃料管线4。该燃料随后与从燃料箱I泵送的燃料混合并且被馈送至高压泵6的入口 7。
[0026]应当理解，在引擎安装在机翼下的飞行器的情况下，将燃料2从燃料箱I供应到引擎5的燃料管线4是显著暴露在飞行器外部的环境空气温度的飞行器燃料系统的一部分。在飞行巡航阶段期间，环境温度可能降低到零下40摄氏度以下。在这样异常低的温度下，燃料2内部的水分能够容易地变成冰，除非采取措施限制环境温度对燃料温度的冷却作用。
[0027]如果冰被允许在某些燃料系统组件上积累，则在燃料管线4内部的积冰可能成为问题，上述燃料系统组件例如燃料泵，其中冰能够引起额外的磨损，或者上述燃料系统组件例如那些通常正好在高压燃料泵6上游遇到的燃料滤清器，其中冰能够阻塞滤清器，因此使引擎缺乏用于燃烧所需的燃料。
[0028]应当注意，图1仅高度示意性地示出了飞行器燃料系统的一部分，诸如隔离阀、管路连接器、起动燃料泵、止回阀等的组件并未示出，以便不模糊将在下文参考图2和图3描述的本发明的清晰度。
[0029]现在转到图2，图2示意性地示出了本发明的第一实施方式，其中相同的附图标记被用于表示与图1中所示相同的燃料系统部件。现在将详细地描述图2中示出的飞行器燃料系统的经修改或新的组件。
[0030]在图1中，燃料管线4包括被配置成从燃料箱I向引擎5运送燃料的管道，而在图2中，燃料系统包括燃料管线40，燃料管线40包括被配置成从燃料箱I向引擎5运送燃料的第一管道41以及被配置成从引擎5向燃料箱I运送燃料的第二管道42。第二管道42环绕第一管道41布置。第二管道42经由引擎5内部的燃料返回路径30与热交换器11的出口流控耦接。在燃料箱侧，第二管道42具有布置在燃料箱I内部的出口 43。
[0031]在操作中，离开热交换器11的“热”高压燃料经由第二管道42返回并且经由出口43进入到燃料箱I。这样，燃料管线40不仅在第一管道41中在第一流动方向上向引擎5运送“冷”低压燃料，而且还在第二管道42中在与第一流动方向相反的第二流动方向上运送“热”高压燃料。因为在第二管道42中返回的“热”高压燃料具有比第一管道41中的燃料更高的温度，所以发生了从第二管道42中的燃料向第一管道41中的燃料的热传送。为了方便在燃料管线40内部的第二管道42和第一管道41之间的这种热传送，燃料管线具有相对薄的壁构造以及良好的热传送特性。
[0032]从第二管道42中的燃料到第一管道41中的燃料的热能的这种传送有助于使第一管道41与飞行器外部的环境空气温度的冷却作用隔离。这抑制了在第一管道41中的燃料内部的冰的形成。此外，离开出口 43进入燃料箱I中燃料的温度的提升有助于提高燃料箱I中的燃料2的整体温度，从而进一步有助于抑制在燃料系统内部的冰的形成。
[0033]燃料管线40可以是由金属、塑料或复合材料形成的双壁管路。第一和第二管道相对彼此密封并且相对于环境密封。作为防止泄漏的措施，可以环绕第二管道布置第三管道以便提供污染物和/或泄漏检测空间。这样的多壁管能够采取多种形式，但在申请人的同一申请日的参考号为 07961 的题为“Do