uble-Walled Duct and Extruder Therefore”的共同未决专利申请中描述了一种尤为适当的多壁管。在图4a和图4b中示出了管的一部分100。
[0034]如图4a和图4b中所不，管包括内部管道102以及环绕内部管道布置的外部管道103。内部管道和外部管道关于共同的纵轴X同轴地布置。内部管道和外部管道的横截面均基本上为圆形。在内部管道和外部管道之间限定了环形空间101。支撑结构104在内部管道和外部管道之间连接并延伸。支撑结构104关于纵轴X以螺旋方式沿管延伸。支撑结构在内部管道和外部管道之间基本上径向向外延伸。
[0035]支撑结构形成为厚度与内部管道和外部管道的壁的厚度基本上相同的壁。因此支撑结构相对薄并且仅占据管的横截面积的大约5%的面积。螺旋支撑结构沿管的长度旋转超过360度。支撑结构被配置成在管的整个外周上支撑内部管道和外部管道。由于支撑结构相对薄的壁构造，所以沿管的长度基本上不存在纵向阻塞或限制。
[0036]内部管道和外部管道102、103以及支撑结构104由共同的材料，优选地塑料或复合材料，通过挤压成型一体地形成。上文描述的螺旋地挤压成型的双壁管路/管提供了一种具有连续挤压成型的形式、没有任何纵向限制的柔性的并且完全共轴的双壁管，因此通过挂架完成引擎和燃料箱之间的端对端连接所需的接合点的数量最小。
[0037]在图2示出的实施方式中，第二(外部)管道42被用于传送相对高压的燃料流，而第一(内部)管道41被用于传送相对低压的燃料流。应当理解，可以反转内部管道和外部管道的功能，使得从燃料箱向引擎运送燃料的第一管道41环绕从引擎向燃料箱运送燃料的第二管道布置。
[0038]图2中示出的布置的一个优点在于，通过在外部管道中提供高压燃料流，可以通过布置在燃料管线40的燃料箱侧的压力换能器44监控外部管道中的流体压力。如果压力换能器44所检测的第二管道42中的压力显著下降，则可以在飞行器的驾驶舱中显示指示燃料箱I和引擎5之间燃料泄漏的警报，上述警报可以由飞行员进行监控以决定是否关闭引擎。
[0039]现在，将参考图3描述本发明的第二实施方式，在该实施方式中，再一次，相同的附图标记被用于表示与图2相同的组件。现在将详细地描述图3中示出的飞行器燃料系统的经修改的或新的组件。
[0040]尽管在图2中，第二管道42中的高压燃料经由出口 43直接进入燃料箱1，但是在图3中，利用第二管道42中的燃料的高压，其被用于向燃料箱I内部的喷射泵60提供动力流体。
[0041]如图3中所示，燃料管线40的第二管道42被耦接到基本上为U型的管路45以便反转高压燃料流的方向。为喷射泵60运送动力流体的基本上为U型的管路45在汇流管内具有开口，使得动力流的压力能被转换成喷射泵60中的汲取包含在燃料箱I内部的燃料2的动能，燃料2流入第一管道41并且被从燃料箱I传送到引擎5。
[0042]喷射泵60与图2中示出的第一实施方式中的电燃料泵3相比具有以下优点:喷射泵没有移动部件，这提高了可靠性并且降低了维护要求。为了使喷射泵60起作用，经由第二管道42从引擎返回的高压燃料所提供的动力流需要大约300psi或以上量级的压力。然而，应当理解，喷射泵60依赖引擎中的高压燃料泵6的操作，而高压燃料泵6又依赖来自燃料箱I的燃料供应，并且因此在燃料箱I中可能需要小型起动器燃料泵以发起上述过程，尤其是针对在燃料箱I和引擎5之间的燃料管线40因任何原因没有燃料的情况。在图3中并未示出上述起动器燃料泵。
[0043]在图3中所示的第二实施方式中，燃料管线40可以是诸如图4a和图4b中示出的管，或者可以是另外的诸如那些参考第一实施方式描述的其他适当的管。
[0044]尽管已经在上文参考一个或更多个优选实施方式描述了本发明，但是应当理解，可以在不脱离所附权利要求所限定的本发明的范围的情况下做出各种变型或修改。
【主权项】
1.一种飞行器燃料系统，包括:燃料箱；燃料管线；以及引擎；其中，所述燃料管线包括被配置成从所述燃料箱向所述引擎运送燃料的第一管道，以及被配置成从所述引擎向所述燃料箱运送燃料的第二管道，其中，所述第一管道或所述第二管道中的一个环绕所述第一管道或所述第二管道中的另一个布置。
2.根据权利要求1所述的系统，其中，所述第二管道中的燃料比所述第一管道中的燃料具有更高的温度。
3.根据权利要求2所述的系统，其中，所述燃料管线被配置成将热从所述第二管道中的燃料传送到所述第一管道中的燃料。
4.根据任一项前述权利要求所述的系统，其中，所述引擎包括用于向燃烧室输送燃料供应的高压燃料泵。
5.根据任一项前述权利要求所述的系统，还包括用于经由所述第二管道从所述引擎向所述燃料箱返回多余燃料的燃料回路。
6.根据权利要求4和5所述的系统，其中，所述高压燃料泵被配置成向所述燃料回路输出多余的燃料。
7.根据任一项前述权利要求所述的系统，其中，所述引擎还包括热交换器。
8.根据权利要求7所述的系统，其中，所述热交换器被配置成将多余的热从所述引擎传送到所述燃料。
9.根据权利要求8所述的系统，其中，所述热交换器被配置成传送来自引擎油流路和/或发电机的热。
10.根据权利要求1至3的任一项所述的系统，其中，所述引擎包括用于向燃烧室输送燃料供应的高压燃料泵，用于经由所述第二管道向所述燃料箱返回由所述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，向所述燃料箱返回的燃料被所述热交换器加热。
11.根据任一项前述权利要求所述的系统，还包括用于经由所述第一管道从所述燃料箱向所述引擎输送燃料供应的燃料泵。
12.根据任一项前述权利要求所述的系统，其中，所述第二管道与所述燃料箱的出口流体连通。
13.根据权利要求1至10的任一项所述的系统，还包括布置在所述燃料箱内部用于经由所述第一管道从所述燃料箱向所述引擎输送燃料供应的喷射泵。
14.根据权利要求13所述的系统，其中，所述喷射泵具有与所述第二管道流体连通的动力流体的入口。
15.根据权利要求14所述的系统，其中，所述引擎包括用于向燃烧室输送燃料供应的高压燃料泵，用于经由所述第二管道向所述喷射泵返回由所述高压燃料泵输出的多余燃料的燃料回路，用以向所述喷射泵提供动力流。
16.根据任一项前述权利要求所述的系统，还包括用于检测所述燃料管线中的泄漏的传感器。
17.根据权利要求16所述的系统，其中，所述传感器是压力传感器。
18.—种包括任一项前述权利要求所述的燃料系统的飞行器，其中，所述燃料管线被布置在将所述引擎耦接到所述飞行器的机身或机翼的挂架内部。
19.一种用于传送飞行器燃料系统中的燃料的方法，所述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，通过所述燃料管线的第二管道从所述引擎向所述燃料箱输送燃料，其中，所述第一管道或所述第二管道中的一个环绕所述第一管道或所述第二管道中的另一个布置。
20.根据权利要求19所述的方法，其中，所述第二管道中的燃料比所述第一管道中的燃料具有更高的温度，并且所述燃料管线被配置成将热从所述第二管道中的燃料传送到所述第一管道中的燃料。
21.根据权利要求19或20所述的方法，其中，所述第二管道中的燃料经由所述燃料箱中的出口流入所述燃料箱。
22.根据权利要求19或20所述的方法，其中，所述第二管道中的燃料向被配置成将燃料从所述燃料箱供应到所述第一管道的喷射泵提供动力流。
23.根据权利要求19至22的任一项所述的方法，其中，所述燃料管线被布置在将所述引擎耦接到所述飞行器的机身或机翼的挂架内部。
【专利摘要】一种飞行器燃料系统，包括：燃料箱(1)，燃料管线(4)，以及引擎(5)，燃料管线(4)包括被配置成从燃料箱(1)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(1)运送燃料的第二管道(42)，第一管道(41)或第二管道(42)中的一个环绕第一管道(41)或第二管道(42)中的另一个布置。还公开了一种操作上述系统的方法。上述系统可以被用于抑制在第一管道中的冰的形成和/或提供泄漏检测。
【IPC分类】B64D37-34, F02M31-16
【公开号】CN104736435
【申请号】CN201380054486
【发明人】理查德·哈斯金斯, 富兰克林·蒂奇伯恩, 约瑟夫·K-W·拉姆
【申请人】空中客车营运有限公司
【公开日】2015年6月24日
【申请日】2013年10月16日
【公告号】EP2909086A1, WO2014060751A1