BRPI1102171A2 - sistemas e métodos para fornecer conformidade co requerimentos de carga estrutural para aeronave com tancagem de combustìvel adicional - Google Patents
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Abstract
SISTEMAS E MéTODOS PARA FORNECER CONFORMIDADE COM REQUERIMENTOS DE CARGA ESTRUTURAL PARA AERONAVE COM TANCAGEM DE COMBUSTìVEL ADICIONAL. A presente invenção provê métodos e. sistemas para atender os requerimentos de carga estrutural aplicáveis a sistemas de tanque de combustível de aeronave adicionais. Uma pluralidade de tanques de combustível de aeronaves pode ser posicionada adjacente a uma outra, preferivelmente na fuselagem (por exemplo, um compartimento de carga) da aeronave de modo a estar disposta de modo geral ao longo de um eixo longitudinal da aeronave. O corpo de tanque definindo um espaço interno para manter o combustível da aeronave, uma montagem de conduto de intercomunicação entre o módulo de tanque de combustível configurado para reabastecer e transferir combustível a partir dos módulos de tanque por um modo de cascata e um espaço de volume para expansão cheio de ar intencional são operativamente associados ao corpo de tanque para impedir uma condição de pressão excessiva no espaço interno do corpo de tanque de combustível. O volume para expansão cheio de ar intencional é obtido através do posicionamento predeterminado da extremidade aberta do terminal do tubo de intercomunicação dentro do respectivo módulo de tanque de combustível. O volume para expansão intencional cheio de ar pode ser configurado em todos ou em somente alguns dos módulos de tanque de combustível de acordo com o projeto dos tanques de combustível auxiliares ou necessidades de cargas estruturais da aeronave.
Description
"SISTEMAS E MÉTODOS PARA FORNECER CONFORMIDADE COM REQUERIMENTOS DE CARGA ESTRUTURAL PARA AERONAVE COM TANCAGEM DE COMBUSTÍVEL
ADICIONAL"
REFERÊNCIA CRUZADA A PEDIDO RELACIONADO
Este pedido é baseado em e reivindica benefícios de prioridade doméstica sob a 35 USC §119 (e) do Pedido de Patente Provisório U.S. de No. de Série 61/332.136 depositado em 6 de Maio de 2010, o teor total do qual é expressamente incorporado neste relatório por referência.
CAMPO
As modalidades descritas neste relatório referem- se de modo geral a sistemas de combustível de aeronave, e mais particularmente, a sistemas de tanque de combustível adicional instalados em fuselagens de aeronave e métodos para fornecer conformidade com requerimentos de carga estrutural para as estruturas de tanque de combustível.
HISTÓRICO
Aeronaves de transporte militar e comercial são tipicamente projetadas para carregar uma determinada capacidade de passageiros, carga ou ambos, em uma determinada faixa e/ou em uma determinada resistência. Ocasionalmente, pode ser necessário aumentar a faixa e/ou resistência da aeronave. Tal faixa e/ou resistência prolongada podem ser obtidas instalando-se sistemas de tanque de combustível auxiliar ou adicional na aeronave, tipicamente posicionando-se os tanques de combustível fisicamente dentro do espaço de carga de fuselagem da aeronave (isto é, aquele espaço dentro da fuselagem pressurizada da aeronave que fica abaixo do convés do passageiro). Os sistemas de tanque de combustível auxiliares convencionais são tipicamente compreendidos de tanques de combustível' adicionais e seus respectivos equipamentos, tubos de distribuição, e arreios necessários para conduzir o combustível adicional carregado nos tanques.
Estes sistemas e tanques de combustível adicionais podem ser incorporados em diversas configurações, por exemplo, com tanques instalados sob as asas externas da aeronave ou com tanques internos na fuselagem. Estes sistemas e tanques de combustível adicionais podem ser configurados para fornecer diretamente combustível aos motores ou transferir o combustível para outros tanques e a partir deles alimentar os motores da aeronave e/ou para serem utilizados para controlar o centro de gravidade da aeronave ou mesmo transferir o combustível para outra aeronave em voo ou para outros veículos no solo.
Sistemas de tanque de combustível auxiliar são por si mesmos conhecidos. Por exemplo, foi proposto nas Patentes U.S. Nos. 6.889.940, 7.040.579 e 7.051.979 (incorporadas completamente por referência aqui) fornecer sistemas de tanque de combustível auxiliar que contemplem o fornecimento de várias montagens de tubos de distribuição sèparados (por exemplo, tubos de distribuição de entrada e saída de combustível, tubos de distribuição de passagem de fluido e similares) internamente de cada tanque. Ao posicionar as montagens de tanque em configuração lado a lado adjacente, seus respectivos tubos de distribuição internos podem ser conectados em conjunto para fornecer um sistema de tanque que possa ser interconectado operativamente com os sistemas de gestão de combustível integrados da aeronave.
Uma dificuldade que pode ser encontrada nos sistemas de tanque de combustível auxiliar convencionais observada previamente refere-se aos tubos de distribuição que interconectam um tanque ao outro para transferir fluidos em ambas as direções (isto é, para dentro e para fora de um respectivo tanque). No caso de acelerações ou desacelerações . elevadas em uma direção geralmente paralela ao eixo longitudinal da aeronave (e, portanto paralela à fila de tanques de combustível auxiliar posicionado na fuselagem da aeronave), se os tanques de combustível estão em conexão fluida entre si através de um ou mais tubos de distribuição e é permitido que combustível migre de um tanque de combustível para outro em um modo de cascata, a pressão que se desenvolve responsivamente no último tanque de combustível na fila de tanques pode alcançar valores bem acima dos limites estruturais do tanque. Como um resultado, existe um risco real de potencialmente danificar ou mesmo romper o tanque de combustível. Mais recentemente, a Patente US No. 7.648.103 (cujo teor total da qual é expressamente incorporado aqui por referência) descreveu uma montagem de tanque auxiliar tendo uma montagem de tubos de distribuição de alivio montada internamente dentro do corpo do tanque para impedir que uma condição de pressão excessiva ocorra dentro do espaço interno do corpo do tanque de combustível devido a um volume em excesso de combustível sendo introduzido nele que exceda, o volume permissível máximo de combustível permitido nele. A montagem de tubos de distribuição de alívio desse modo inclui um reservatório (vessel) amortecedor que define uma câmara amortecedora interna no corpo de tanque que se estende verticalmente entre as paredes superior e inferior do corpo de tanque. O reservatório amortecedor inclui uma abertura localizada em uma extremidade inferior do mesmo próxima à parede inferior do corpo do tanque e exposta diretamente ao combustível mantido no espaço interno do corpo do tanque. Uma válvula de alívio associada com um tubo ramificação de alívio mantém uma coluna de ar sob pressão no reservatório amortecedor. Quando o combustível máximo permissível no corpo do tanque é alcançado, a pressão da coluna de ar fará com que a válvula de alívio se abra desse modo ventilando a coluna de ar nela e permitindo que algum combustível entre na câmara amortecedora interna e desse modo alivie a condição de pressão excessiva.
RESUMO
De acordo com um aspecto da presente invenção, um tanque de combustível de aeronave é fornecido o qual inclui um corpo de tanque definindo um espaço interno para manter o combustível da aeronave, uma linha de intercomunicação entre os módulos de tanque de combustível configurada para reabastecer e transferir o combustível dele por modo de cascata e um espaço de volume para expansão (ullage) cheio de ar intencional associado operativamente ao corpo do tanque para impedir uma condição de pressão excessiva dentro do espaço interno do corpo de tanque de combustível.
De acordo com uma modalidade preferida, o volume para expansão intencional pode ser obtido através do posicionamento predeterminado do tubo de intercomunicação dentro do respectivo módulo de tanque de combustível com respeito à altura do módulo de tanque. O volume para expansão intencional pode assim ser configurado de modo que o espaço de volume para expansão possa estar presente em todos os módulos de tanque de combustível ou simplesmente em alguns módulos de tanque de combustível de acordo com o projeto dos tanques de combustível auxiliares ou requerimentos de carga estruturais.
A intercomunicação de fluido do módulo de tanque de combustível é realizada em forma de cascata. Pelo termo "cascata" é entendido que o reabastecimento e/ou transferência de combustível, bem como a ventilação, a partir de um tanque de combustível para outro tanque de combustível adjacente, é realizado pelo fluxo de combustível seqüencialmente a partir de um tanque para o seguinte em um conjunto serialmente conectado de tanques. A linha de ventilação é conectada no ultimo tanque de combustível na série de cascata e desse modo permite que o ar escape do respectivo tanque de combustível auxiliar para atmosfera ou outro lugar internamente da aeronave.
De acordo com algumas modalidades, o tanque de combustível de aeronave incluirá tubos de intercomunicação posicionados externamente ao corpo do tanque, uma porta de acesso de intercomunicação em uma parede de cada corpo de tanque para permitir o acesso do mesmo pára o espaço interno definido desse modo, um recesso interno localizado sobre uma base e sobre uma parede de topo do corpo de tanque no espaço interno definido desse modo, e uma ou mais linhas de ramais internos posicionados dentro do espaço interno do corpo de tanque.
A montagem de linha de ventilação compreenderá mais preferivelmente um tubo de ventilação posicionado externamente ao corpo de tanque, uma porta de acesso à ventilação na parede do último módulo de tanque de combustível reabastecido para permitir o acesso do mesmo ao espaço interno definido desse modo, um recesso interno localizado em uma parede de topo do corpo de tanque no espaço interno definido desse modo, e uma linha interna posicionada dentro do espaço interno do corpo de tanque e estabelecendo comunicação fluida entre o recesso interno e o tubo de ventilação externo através da porta de acesso de ventilação. Em outros aspectos, os sistemas de tanque de combustível de aeronave são fornecidos os quais são adaptados para serem montados em uma seção de fuselagem da aeronave para suplementar um sistema de combustível principal da aeronave, os sistemas de tanque de combustível incluindo pelo menos um tanque de combustível tendo um corpo de tanque que define um espaço interno para conter o combustível da aeronave e que é dimensionado e configurado para estar posicionado dentro da seção de fuselagem da aeronave, pelo menos uma montagem de interconexão de fluido operável acoplada a pelo menos um tanque de combustível para estar em comunicação fluida com o espaço interno assim definido; e pelo menos uma caixa de controle externa do pelo menos um tanque de combustível e adaptada para conexão fluida a pelo menos uma montagem de interconexão de fluido para o sistema de combustível principal da aeronave.
De acordo com as modalidades da presente invenção, pelo menos um volume para expansão cheio de ar predeterminado intencional no corpo de tanque é fornecido de modo a impedir uma condição de pressão excessiva durante as desacelerações elevadas.
Uma pluralidade de tanques de combustível de aeronave pode, portanto, estar posicionada adjacente a um outro, preferivelmente na fuselagem (por exemplo, um compartimento de carga) da aeronave de modo a estar disposto de modo geral ao longo do eixo. longitudinal da aeronave. Em tal modalidade, um sistema de tanque de combustível de proa pode estar posicionado em uma seção de proa do compartimento de fuselagem, e um sistema de tanque de combustível de popa pode estar posicionado em uma seção de popa do compartimento de fuselagem. Cada dos sistemas de tanque de combustível de proa e de popa mais preferivelmente compreenderá uma pluralidade dos tanques de combustível de aeronave posicionados adjacentes a um outro e dispostos geralmente ao longo de um eixo longitudinal da aeronave.
Estes e outros aspectos e vantagens da presente invenção ficarão mais claros após uma análise cuidadosa ser dada para a seguinte descrição detalhada das modalidades exemplares preferidas da mesma. BREVE DESCRIÇÃO DOS DESENHOS ANEXOS
As modalidades descritas da presente invenção serão melhor e mais completamente entendidas referindo-se a seguinte descrição detalhada de modalidades ilustrativas não limitantes exemplares em conjunto com os desenhos nos quais:
A Figura 1 é uma vista em perspectiva de topo esquemática de uma aeronave com sistemas de tanque de combustível de fuselagem de proa e de popa de acordo com uma modalidade preferida da presente invenção;
A Figura 2 é uma vista em perspectiva de topo esquemática dos sistemas de tanque de combustível de proa e de popa mostrados na Figura 1 e especificamente descreve um sistema de intercomunicação do tipo de cascata entre cada um dos módulos de tanque de combustível (linhas de intercomunicação) incluindo a linha de ventilação, as caixas de controle de transferência, a linha de transferência e a linha de reabastecimento;
A Figura 3 é outra vista em perspectiva de topo esquemática dos sistemas de tanque de combustível de proa e de popa mostrados na Figura 2, mostrando a linha de intercomunicação de tanque e a linha de ventilação;
A Figura 4 é uma vista em perspectiva de topo esquemática dos sistemas de tanque de combustível de proa e de popa mostrados na Figura 2, porém mostrando somente a linha de transferência de combustível e a linha de reabastecimento de combustível;
A Figura 5 é uma vista em perspectiva de topo esquemática dos sistemas de tanque de combustível de proa e de popa mostrados na Figura 2, porém mostrando somente o tanque com uma configuração de alívio de volume para expansão;
A Figura 6 é uma vista detalhada esquemática do tanque descrito na Figura 5 para manter a configuração de volume para expansão por meio da qual a quantidade de volume para expansão pode ser configurada para cada módulo em valores iguais ou diferentes de volume para expansão por ajuste pré-selecionado da dimensão "H";
A Figura 7 é uma vista em perspectiva de topo esquemática dos sistemas de tanque de combustível de fuselagem de popa mostrados na Figura 1, e especificamente descreve um sistema de intercomunicação do tipo de cascata entre cada do módulo de tanque de combustível (linhas de intercomunicação) incluindo a linha de ventilação, as caixas de controle de transferência, a linha de transferência e a linha de reabastecimento;
A Figura 8 é outra vista em perspectiva de topo esquemática dos sistemas de tanque de combustível de fuselagem de popa mostrados na Figura 7, mostrando a linha de intercomunicação de tanque e a linha de ventilação e também parcialmente mostrando a linha de reabastecimento;
A Figura 9 é uma vista em perspectiva de topo esquemática dos sistemas de tanque de combustível de fuselagem de popa mostrados na Figura 6, porém mostrando somente as linhas de transferência de combustível;
A Figura 10 é uma vista em perspectiva de topo esquemática dos sistemas de tanque de combustível de fuselagem de popa mostrados na Figura 7, porém mostrando somente o tanque com uma configuração de alívio de volume para expansão;
A Figura 11 é uma vista detalhada esquemática do tanque descrito na Figura 7 para manter a configuração de volume para expansão por meio da qual a quantidade do volume para expansão pode ser configurada para cada módulo em valores iguais ou diferentes de volume para expansão por ajuste pré-selecionado da dimensão "H";
A Figura 12 é uma vista esquemática do sistema de intercomunicação de cascata entre três dos módulos de tanque de combustível auxiliar (de proa. ou de popa) descrito durante uma atitude de voo ou em terra normal e um volume para expansão intencional diferente para cada tanque; e
A Figura 13 é uma vista esquemática similar a Figura 12, porém mostrando o volume para expansão intencional descarregando (amortecendo) a coluna de combustível e evitando a pressão excessiva na maioria dos módulos de tanque de combustível de proa durante um evento de desaceleração elevada, por exemplo, uma força negativa (-) 9G ao longo do eixo longitudinal da aeronave.
DESCRIÇÃO DETALHADA A seguinte . descrição descreve modificações, aplicáveis aos sistemas de tanque de combustível adicionais ou auxiliares de aeronave que podem melhorar a produção, montagem, instalação, inspeção e conservação de tais sistemas e seus componentes.
Muitos dos detalhes, dimensões, ângulos, e outras características mostradas nas figuras do presente pedido de patente são meramente ilustrativos de modalidades particulares da invenção. Consequentemente, outras modalidades podem ter outros detalhes, dimensões, ângulos e características, sem afastar-se do espírito ou escopo da presente invenção.
Como mostrado esquematicamente na Figura 1 acompanhante, uma aeronave 10 tem uma fuselagem 10-1, um par de asas 10-2 de estendendo geralmente lateralmente da fuselagem 10-1 e motores montados nas asas 10-3 para fornecer o impulso necessário à aeronave 10. Neste respeito, embora múltiplos motores montados em asa 10-3 sejam mostrados, certamente será entendido que a presente invenção pode ser utilizada satisfatoriamente com um ou mais motores montados na fuselagem. A estabilidade nos eixos direção e inclinação para a aeronave 10 é fornecida por estabilizadores verticais e horizontais montados na cauda 10-4,10-5, respectivamente.
Como é convencional, a fuselagem de aeronave 10-1 é fornecida com compartimentos de carga de proa e de popa 10-la,10-lb que são acessados respectivamente por uma ou mais portas de compartimento de carga (não mostradas). Respectivamente posicionados nestes compartimentos de . carga de proa e de popa 10- la, 10-lb está um sistema de tanque de combustível de proa 100 e um sistema de tanque de combustível de popa 200 cada tendo vários tanques individuais 102, 202, respectivamente. Cada dos tanques individuais 102, 202 compreendendo os sistemas de tanque de combustível de proa e de popa 100, 200, respectivamente, são mais preferivelmente dimensionados e configurados para permitir a passagem pelas portas do compartimento de carga de proa e de popa para posicionamento removível nos compartimentos de carga de proa e de popa 10-la, 10-lb, respectivamente. Certamente, se desejado, os sistema de tanque de combustível de proa e de popa 100, 200 respectivamente, podem ser mais permanentemente montados para a estrutura de fuselagem da aeronave.
Os sistema de tanque de combustível de proa e de popa 100, 200, respectivamente, são operáveis interconectados ao sistema se combustível a bordo da aeronave FS incluindo, por exemplo, o sistema de tanque de combustível de aeronave principal .10-6 (por exemplo, o tanque de combustível da asa da aeronave 10 — 2a e suas bombas, tubos, sensores de nível e similares associados) e o sistema de controle de combustível (FMS) 10-7 (por exemplo, os instrumentos de controle de combustível montados na cabine do piloto, monitores e/ou controladores operativamente acoplados ao sistema de tanque de combustível de aeronave principal). A interconexão com o sistema de controle de combustível a bordo FMS permite que o combustível contido nos sistemas de tanque de proa e de popa 100, 200, respectivamente, seja monitorado e transferido para o tanque de combustível principal da aeronave como pode ser apropriado durante o voo para garantir que um fornecimento adequado de combustível seja fornecido para os motores 10-3.
As Figuras 2-6 de acompanhamento descrevem em maiores detalhes os componentes estruturais do sistema de tanque de proa 100. Como mostrado aqui, o sistema de tanque 100 compreende uma série de tanques adjacentemente montados 102 formando uma fileira de tanques geralmente se estendendo ao longo do eixo longitudinal da aeronave 10. Os tanques 102 são descritos em linhas pontilhadas nos desenhos anexos das Figuras 2-6 para o propósito de realçar a visibilidade dos vários componentes de tanque a serem descritos em maiores detalhes abaixo. Também será observado que alguns tanques 102 no sistema de tanque de proa 100 são de volume interno menor (identificados na Figura 2 como os tanques nas séries 100a) quando comparados com o restante dos tanques 102 situados à retaguarda dos mesmos (identificados na Figura 2 como os tanques nas séries 100b) . Uma tal diferença de tamanho (e portanto capacidade de combustível interna) pé para permitir que os tanques fiquem posicionados dentro porão adjacente às estruturas e componentes da aeronave (por exemplo, o trem de pouso recolhido) ao mesmo tempo em que ainda maximizando a capacidade de combustível disponível fornecida pelo sistema de tanque de proa 100.
Será entendido que o tamanho e/ou forma particular dos tanques individuais empregados em quaisquer dos dois sistemas de tanque de proa ou de popa 100, 200, respectivamente, não é crítico. Como tal, virtualmente, qualquer tamanho e/ou forma de tanque pode ser fornecido para ser acomodado em uma variedade de fuselagens de aeronave. Como será entendido a partir da seguinte descrição, portanto, mesmo que um ou mais dos tanques individuais dentro dos sistemas de tanque de proa e/ou de popa 100, 200, respectivamente, possa ter um tamanho e/ou forma diferente, eles apesar de tudo possuirão submontagens estruturais similares e atributos funcionais.
Os pares adjacentes dos tanques de combustível . 102 são interconectados a um outro por montagens de tubo de intercomunicação 104 que incluem um conduto de tubos de distribuição de intercomunicação 104-1 posicionados externamente dos tanques 102. 0 tubo 104 — 1 terá um fluido final conectado a um tubo de entrada 104-2 e seu outro fluido final conectado a um tubo de descarga 104-3. Cada dos tubos 104-2 e 104-3 está posicionado no espaço interno de um tubo respectivo dos pares adjacentes de tanques 102.
Como é talvez mais claramente mostrado nas Figuras 5 e 6, o tubo 104-3 é conectado em sua extremidade superior aos condutos de tubo de distribuição 104-1 e se estende descendentemente de modo que sua extremidade oposta termine próxima da parede de fundo do tanque 102. O conduto 104-2 é conectado a sua extremidade superior aos condutos de tubos de distribuição 104-1 e se estende no tanque 102 de modo que termine em uma abertura de entrada (preferivelmente queimada) 104-4 que está na relação espaçada com a parede superior 102-1 do tanque 102 por uma dimensão "Η". A dimensão x>h" que separa a abertura de entrada 104-4 do conduto 104-2 da parede superior do tanque 102 desse modo predeterminará o volume para expansão 102-2 em cada dos tanques 102.
Os tanques de combustível 102 são desse modo de fluido interconectado com um. outro por meio das montagens de conduto de intercomunicação conduto 104 de modo que cada dos tanques de combustível 102 seja reabastecido na forma de uma cascata, que é de uma tal maneira que o tanque de combustível 102 mais próximo do tanque de combustível da asa principal seja reabastecido primeiro. Após o primeiro tanque 102 ser abastecido com combustível através do conduto de abastecimento de combustível 103, o combustível desse modo fluirá através de tal montagem de conduto de intercomunicação 104 e no tanque de combustível seguinte 102 em série desse modo o abastecendo com combustível. De forma igual sucessiva, todos os tanques de combustível 102 no sistema de tanque de proa 100 podem ser abastecidos com combustível.
Os tanques 102 também são ventilados como uma cascata até que o último tanque de combustível 102 na série (isto é, para o sistema de tanque de combustível de proa 100 este seria o mais dianteiro dos tanques 102) que em seguida fornece uma via de ventilação através do conduto de ventilação interno 105-1. Um conduto de ventilação 105 externo para os tanques 102 é fornecido e conectado ao conduto de ventilação interno 105-1 associado com o ultimo tanque das séries para fornecer uma via de ventilação para o tanque principal da asa e/ou para um ponto diretamente na fuselagem de modo que a ventilação dos vapores de combustível seja realizada em uma região apropriada dentro da aeronave (por exemplo, tanque de compensação do tanque da asa).
Durante a transferência de combustível dos tanques auxiliares de proa 102 para os tanques principais da asa, o combustível é transferido em uma seqüência inversa da operação de reabastecimento. Isto é, os tanques de combustível 102 são esvaziados em uma ordem reversa do reabastecimento. Isto pode ser feito por vários meios conhecidos, tal como bombas de combustível, utilizando pressão diferencial entre a cabine da aeronave e a atmosfera, desaceleração do motor ou APU, ar comprimido, e similares. Um conduto de transferência de combustível 106 é desse modo somente conectado ao tanque de combustível 102 mais próximo dos tanques de combustível da asa principais e é desse modo capaz de transferir o combustível para o tanque principal da asa ou alternativamente diretamente para os motores 10-3 uma vez que pode ser controlado por válvulas localizadas dentro das caixas de controle de transferência 107a e 107b.
O sistema de tanque de popa 200 é geralmente muito similar estruturalmente e funcionalmente quando comparado com o sistema de tanque 100 descrito acima. Desse modo, as estruturas descritas nas Figuras 7-11 acompanhantes associadas com o sistema de tanque de popa 200 têm numerais de referência similares quando comparados com as estruturas do sistema de tanque de proa 100, exceto que os numerais de referência para o primeiro estão em uma série de "200" de números ao passo que os numerais de referência para o último estão em uma série de "100" dos números.
Será observado que o sistema de tanque de popa .200 inclui uma série 200a de tanques de capacidade maior 202 localizados geralmente a frente da aeronave e uma série 200b de tanques de capacidade menor 202 localizados geralmente à retaguarda da aeronave. Os tanques 202 estão dispostos longitudinalmente adjacentes a um outro geralmente ao longo do eixo longitudinal da aeronave 10. Um espaço 200c pode existir entre as séries 200a e 200b dos tanques 202 para acomodar as caixas de controle 207a e 207b associadas operativamente com o conduto■de transferência de combustível 206.
Tal como acontece com o sistema de tanque de proa .100, os pares adjacentes dos tanques de combustível 202 do sistema de tanque de popa 200 são interconectados a um outro por montagens de conduto de intercomunicação 204 que incluem um conduto de tubos de distribuição de intercomunicação 204-1 posicionado externamente dos tanques 202. O conduto 204-1 terá um fluido final conectado a um conduto de entrada 204-2 e seu outro fluido final conectado a um conduto de descarga 204-3. Cada dos condutos 204-2 e 204-3 está posicionado no espaço interno do respectivo conduto dos pares adjacentes de tanques 202.
Como é talvez mais claramente mostrado nas Figuras 10 e 11, o conduto 204-3 é conectado em sua extremidade superior ao conduto de tubos de distribuição 204-1 e se estende descendentemente para que sua extremidade oposta termine próxima da parede de base do tanque 202. O conduto 204-2 é conectado a sua extremidade superior ao conduto de tubos de distribuição 204-1 e se estende no tanque 202 para terminar em uma abertura de entrada (preferivelmente queimado) 204-4 que está em relação espaçada com a parede superior 202-1 do tanque 202 por uma dimensão "H". A dimensão "H" que separa a abertura de entrada 204-4 do conduto 204-2 da parede superior 202-1 do tanque 202 desse modo predeterminará o volume para expansão 202-2 em cada dos tanques202.
Os tanques de combustível 202 são desse modo de fluido interconectado a um outro por meios das montagens de conduto de intercomunicação 204 de modo que cada dos tanques de combustível 202 seja reabastecido na forma de cascata, que é de tal maneira que o tanque de combustível 202 mais próximo do tanque de combustível principal da asa seja reabastecido primeiro. Após o primeiro tanque 202 ser abastecido com combustível através do conduto de abastecimento de combustível 203, o combustível desse modo fluirá através de tal montagem de conduto de intercomunicação204 e no próximo tanque de combustível 202 em série desse modo o abastecendo com combustível. De forma igual sucessiva, todos os tanques de combustível 202 no sistema de tanque de popa 200 podem ser abastecidos com o combustível.
Os tanques 202 também são ventilados em um modo de cascata até o último tanque de combustível 202 nas séries (isto é, para o sistema de tanque de combustível de popa 200 este seria aquele mais atrás dos tanques 202) que em seguida fornece uma via de ventilação através do conduto de ventilação interno 205-1. Um conduto de ventilação 205 externo aos tanques 202 é fornecido e conectado ao conduto de ventilação interno 205-1 associado com o ultimo tanque das séries para fornecer uma via d ventilação para o tanque principal da asa e/ou a um ponto diretamente na fuselagem de modo que a ventilação dos vapores de combustível seja realizada em uma região apropriada na aeronave (por exemplo, tanque de compensação do tanque da asa).
Durante a transferência de combustível dos tanques auxiliares de popa 202 para os tanques principais da asa, o combustível é transferido em uma seqüência inversa da operação de reabastecimento. Isto é, os tanques de combustível 202 são esvaziados em uma ordem reversa do reabastecimento. Isto pode ser feito por vários meios conhecidos, tal como bombas de combustível, utilizando pressão diferencial entre a cabine da aeronave e atmosfera, desaceleração do motor ou APU, ar comprimido, e similares. Um conduto de transferência de combustível 206 é desse modo somente conectado ao tanque de combustível 202 mais próximo dos tanques de combustível principais da asa e é desse modo capaz de transferir combustível para o tanque principal da asa ou alternativamente diretamente para os motores 10-3 uma vez que pode ser controlado por válvulas localizadas nas caixas de controle de transferência 207a e 207b.
O modo de cascata de intercomunicação de fluido entre os tanques de combustível 102, 202 nos sistemas de tanque 100, 200, respectivamente, permite a adoção de somente uma linha de fluido entre os tanques de combustível. Isto resulta sucessivamente em um sistema mais simples, mais leve e mais prático para fabricação, inspeção e/ou montagem.
O sistema de combustível para as aeronaves de categoria de transporte devem cumprir com várias exigências específicas, incluindo que o tanque de combustível seja estruturalmente desenhado considerando elevadas desacelerações longitudinais. Se for considerado que os tanques de combustível estão totalmente cheios (isto é, sem qualquer espaço de ar interno), a pressão da coluna de combustível durante uma desaceleração elevada poderia alcançar 583,95 kPa (70 psig) porque o comprimento longitudinal dos tanques de proa ou de popa, durante elevadas desacelerações, seria então na essência a coluna de combustível apropriada. Neste caso, o projeto do tanque de combustível resultaria em um sistema de tanque auxiliar mais pesado devido aos reforços estruturais necessários para suportar tais capacidades de pressão de projeto aumentadas. Como um resultado de tal peso aumentado, o projeto de tanque de combustível auxiliar total poderia ser comprometido como inviável.
Para resolver este problema, os sistemas de tanque de combustível auxiliar podem empregar uma variedade de componentes de segurança pressão excessiva, tal como válvulas de verificação, válvulas de oscilação e/ou restritores de todos os tipos entre cada célula de combustível para reduzir a coluna de combustível total de todos os tanques alinhados durante as desacelerações elevadas para uma única coluna equivalente à célula única. Tais técnicas não são, entretanto soluções ideais para o problema porque os componentes requeridos em um tal projeto apresentam possibilidades de falha ocultas. Isto é, a tripulação de voo não é fornecida com qualquer indicação sobre a integridade dos componentes. Esta característica, portanto adversamente afetaria a confiabilidade e disponibilidade de envio da aeronave devido às inspeções físicas freqüentes que estes tipos de componentes necessitariam.
Outra solução para este problema é o uso de válvulas de corte em cada célula de combustível para controlar as operações de reabastecimento e transferência sem falhas ocultas. Em uma tal solução, estes tipos de válvulas podem em seguida ser eletronicamente monitorados com vários sensores. Entretanto, esta solução anterior aumenta a complexidade e custo do sistema de combustível auxiliar de um tal.modo que ele se torne inviável para aeronave média e pequena devido aos pequenos tanques de combustível que estes tipos de aeronave podem carregar. Para resolver estes problemas e manter a
competitividade do produto de sistema de combustível auxiliar-, uma modalidade preferida da presente invenção fornece um meio para cumprir com estas exigências. Especificamente, de acordo com uma modalidade preferida desta invenção, os volumes de ar calculados são fornecidos intencionalmente dentro de pelo menos algumas ou cada uma das células de combustível de modo que durante um evento de desaceleração elevada, os volumes de ar fiquem disponíveis para fisicamente amortecer a pressão de coluna de combustível das respectivas células. De uma tal maneira, portanto, a magnitude da coluna de pressão de combustível pode ser mantida em uma válvula menor do que aquela que seria alcançada sem volumes de ar como descrito nas Figuras 12 e 13 acompanhantes. Uma tal configuração pode desse modo ser fornecida de modo que a pressão em cada tanque de combustível 102 (202) seja idealmente não maior do que a pressão que é equivalente ao comprimento do tanque de combustível particular 102 (202) . Esta flexibilidade de projeto permite que as estruturas dos tanques de combustível possa ser otimizada, com a conseqüência benéfica sendo que os tanques de combustível podem ser estruturalmente mais leves.
Outra vantagem é que os componentes de segurança de pressão excessiva convencionais e/ou válvulas de corte entre as células de combustível não são necessariamente requeridos desse modo eliminando seus modos de falha oculta presentes e aumentando a confiabilidade e disponibilidade de envio da aeronave.
Os volumes de ar podem ser induzidos em todos ou somente alguns dos tanques 102 (202) nas séries de sistemas de tanque 100 (200), respectivamente, pelo projeto controlado da altura "H" entre uma extremidade aberta 104-4 (204-4) dos condutos internos 104-2 (204-2) e as paredes de topo 102-1 (202-1) de cada dos tanques 102 (202), respectivamente (veja as Figuras 6 e 11) . Neste respeito, quanto maior a altura dimensional (isto é, a dimensão "H" nas Figuras 6 e 11) , maior será o volume dè ar armazenado dentro do tanque de combustível 102 (202) . _Esta característica desse modo permite que volumes de ar iguais ou diferentes de volume para expansão 102-2 (202-2) sejam fornecidos em cada tanque de combustível 102 (202), respectivamente, pelo ajuste predeterminado da distância necessária entre a extremidade aberta 104-4 (204-4) dentro de cada tanque de combustível 102 (202) e a parede de topo interna de tal tanque de combustível 102 (202) . Por exemplo, como mostrado na Figura 12, a distância entre a extremidade aberta 104-4 (204-4) dos condutos internos 104-2 (204-2) e as paredes de topo 102-1 (202-1) de cada dos tanques 102 (202) é desigual e cada vez menos (relativo a direção de popa da aeronave 10 em voo) distancia Hl, H2 e H3, respectivamente.
Cada volume para expansão de volume de ar 102-2, 202-2 pode desse modo ser otimizado. Um exemplo de como otimizar o volume para expansão de volume de ar 102-2, 202-2 em cada tanque de combustível 102, 202, respectivamente, pode ser determinado como segue:
1. Definir a capacidade dos tanques de combustível auxiliares;
2. Definir a mantenabilidade, custos, capacidade de despacho, mercado e exigências do cliente (eventualmente outras exigências podem ser adicionadas ou eliminadas);
3. Fazer um projeto conceituai do sistema de combustível auxiliar;
4. Calcular a queda de pressão das linhas de intercomunicação;
5. Determinar a definição preliminar de como muitos volumes para expansão serão necessários serem deixados em alguns módulos ou em todos eles;
6. Considerar os limites estruturais de cada tanque, cargas de aceleração e desaceleração, queda de pressão das linhas de intercomunicação e os requerimentos, os volumes para expansão podem ser otimizadas para amortecer a coluna de combustível durante a aceleração ou desaceleração elevada; e
7. Com a definição de como muito volume para expansão será necessário em cada módulo, o projeto dos condutos de intercomunicação pode ser revisto para garantir que a porção de ar dentro dos tanques de combustível pode ser auxiliada.
As etapas 4 a 7 acima devem ser repetidas até que todos os volumes para expansão dentro de cada módulo realizem todos os requerimentos definidos até que o projeto final possa ser liberado.
De acordo com a descrição acima, as várias modalidades da presente invenção vantajosamente fornecerão vários benefícios. Por exemplo, o volume para expansão de amortecimento de ar pode ser aplicado em um ou mais módulos de tanque de combustível para cumprir com os requerimentos de carga sem necessariamente utilizar componentes de segurança de pressão excessiva convencionais tais como válvulas de verificação, válvulas defletoras, válvulas de corte, e similares. O volume para expansão de amortecimento de ar pode ser aplicado em um ou mais módulos de tanque de combustível para cumprir com qualquer tipo de requerimentos de carga longitudinal, transversal ou vertical sem necessariamente utilizar componentes de segurança de pressão excessiva convencionais tais como válvulas de verificação, válvulas defletoras, válvulas de corte, e similares. Ademais, volume para expansão de amortecimento de ar pode ser aplicado em um ou mais módulos de tanque para combustível ou qualquer tipo de líquido (água, resíduo e similares), para cumprir com qualquer tipo de necessidades de carga longitudinal, transversal ou vertical em uma aeronave sem necessariamente utilizar componentes de segurança de pressão excessiva convencional como descrito acima.
Ao mesmo tempo em que a invenção foi descrita de acordo com o que é atualmente considerado ser a modalidade preferida e mais prática, deve ser entendido que a invenção não deve ser limitada à modalidade descrita, porém ao contrário, é pretendido abranger várias modificações e disposições equivalentes incluídos no espirito e escopo das mesmas.
Claims (21)
1. Sistema de. tanque de combustível de aeronave caracterizado pelo fato de que compreende: uma série de múltiplos tanques de combustível; e montagens de conduto de intercomunicação conectando em fluido pares de tanques de combustível adjacentes nas séries para estabelecer um modo de cascata de fluxo de combustível serialmente a partir de um tanque para outro tanque nas séries de múltiplos tanques de combustível.
2. Sistema de tanque de combustível de aeronave, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que as montagens de conduto de intercomunicação compreendem: um conduto externo de tubos de distribuição abrangendo uma distância entre um par adjacente dos tanques de combustível, um conduto de entrada- conectado a uma extremidade do conduto de tubos de distribuição e se estendendo dentro de um interior de um primeiro tanque do par adjacente, e um conduto de descarga conectado a uma extremidade oposta do conduto de tubos de distribuição e se estendendo em um interior de um segundo tanque do par adjacente.
3. Sistema de tanque de combustível de aeronave, de acordo com a reivindicação 2, caracterizado pelo fato de que uma extremidade terminal aberta do conduto de entrada é separada de uma parede de topo do primeiro tanque por uma distância predeterminada para estabelecer volume para expansão dentro do primeiro tanque.
4. Sistema de tanque· de combustível de aeronave, de acordo com a reivindicação 3, caracterizado pelo fato de que a distância predeterminada em um dos tanques de combustível nas séries é igual à distância predeterminada em outros tanques de combustível nas séries.
5. Sistema de tanque de combustível de aeronave, de acordo com a reivindicação 3, caracterizado pelo fato de que a distância predeterminada em um dos tanques de combustível nas séries é diferente daquela distância predeterminada em outros tanques de combustível nas séries.
6. Sistema de tanque de combustível de aeronave, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que compreende adicionalmente iam conduto de ventilação conectado a um último tanque nas séries de tanques de combustível para ventilar os tanques de combustível.
7. Sistema de combustível de aeronave, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que compreende adicionalmente uma linha de transferência em conexão fluida a um primeiro tanque nas séries de tanques de combustível para transferir combustível a partir dos tanques de combustível.
8. Sistema de combustível de aeronave, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que compreende adicionalmente um conduto de reabastecimento em conexão fluida a um primeiro tanque nas séries de tanques de combustível para reabastecer os tanques de combustível.
9. Sistema de combustível de aeronave, caracterizado pelo fato de que compreende: uma série de múltiplos tanques de combustível adjacentes cada um tendo um volume interno para manter o combustível para a aeronave; montagens de conduto de intercomunicação conectando em fluido pares de tanques de combustível adjacentes nas séries para estabelecer um modo de cascata de fluxo de combustível serialmente a partir de um tanque para outro tanque nas séries de múltiplos tanques de combustível, em que as montagens de conduto de intercomunicação estabelecem um volume para expansão cheio de ar no volume interno de pelo menos um dos tanques de combustível nas séries para amortecer a pressão da coluna de combustível no tanque de combustível em resposta a uma força de desaceleração e desse modo impedir uma condição de pressão excessiva do combustível dentro do tanque de combustível.
10. Sistema de tanque de combustível de aeronave, de acordo com a reivindicação 9, caracterizado pelo fato de que as montagens de conduto de intercomunicação compreendem: um conduto de tubos de distribuição externo abrangendo uma distância entre um par adjacente dos tanques de combustível, um conduto de entrada conectado a uma extremidade do conduto de tubos de distribuição e se estendendo dentro de um interior de um primeiro tanque do par adjacente, e um conduto de descarga conectado a uma extremidade oposta do conduto de tubos de distribuição e se estendendo dento de um interior -de um segundo tanque do par adjacente.
11. Sistema de tanque de combustível de aeronave, de acordo com a reivindicação 10, caracterizado pelo fato de que uma extremidade de terminal aberta do conduto de entrada é separada de uma parede de topo do primeiro tanque por uma distância predeterminada para estabelecer volume para expansão dentro do primeiro tanque.
12. Sistema de tanque de combustível de aeronave, de acordo com a reivindicação 11, caracterizado pelo fato de que a distância predeterminada em um dos tanques de combustível nas séries é igual à distância predeterminada em outros tanques de combustível nas séries.
13. Sistema de tanque de combustível de aeronave, de acordo com a reivindicação 11, caracterizado pelo fato de que a distância predeterminada em um dos tanques de combustível nas séries é diferente da distância predeterminada em outros tanques de combustível nas séries.
14. Sistema de tanque de combustível de aeronave, de acordo com a reivindicação 9, caracterizado pelo fato de que compreende adicionalmente um conduto de ventilação conectado a um último tanque nas séries de tanques de combustível para ventilar os tanques de combustível.
15. Sistema de combustível de aeronave, de acordo com a reivindicação 9, caracterizado pelo fato de que compreende adicionalmente uma linha de transferência em conexão fluida a um primeiro tanque nas séries de tanques de combustível para transferir combustível a partir dos tanques de combustível.
16. Sistema de combustível de aeronave, de acordo com a reivindicação 9, caracterizado pelo fato de que compreende adicionalmente um conduto de reabastecimento em conexão fluida a um primeiro tanque nas séries de tanques de combustível para o reabastecimento dos tanques de combustível.
17. Método para fornecer proteção contra pressão excessiva a uma série de tanques de combustível de aeronaves, caracterizado pelo fato de que compreende: (a) fornecer uma série de múltiplos tanques de combustível adjacentes cada um tendo um volume interno para manter o combustível para a aeronave; e (b) estabelecer um volume para expansão cheio de ar no volume interno de pelo menos um dos tanques de combustível nas séries para amortecer a pressão de coluna de combustível no tanque de combustível em resposta a uma força de desaceleração e desse modo impedir uma condição de pressão excessiva do combustível no tanque de combustível.
18. Método, de acordo com a reivindicação 17, caracterizado pelo fato de que a etapa (b) compreende estabelecer um volume para expansão cheio de ar dentro do volume interno de uma pluralidade dos tanques de combustível nas séries.
19. Método, de acordo com a reivindicação 18, caracterizado pelo fato de que compreende fornecer cada uma da pluralidade de tanques de combustível com um volume para expansão cheio de ar igual.
20. Método, de acordo com a reivindicação 18, caracterizado pelo fato de que compreende fornecer cada uma dã pluralidade de tanques de combustível com um volume para expansão cheio de ar desigual.
21. Aeronave caracterizada pelo fato de que compreende um sistema de combustível de tanque de aeronave, de acordo com a reivindicação 1 ou 9.
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| Unusable | Fuel system excludes management and control manipulation |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| B03A | Publication of an application: publication of a patent application or of a certificate of addition of invention | ||
| B06F | Objections, documents and/or translations needed after an examination request according art. 34 industrial property law | ||
| B06U | Preliminary requirement: requests with searches performed by other patent offices: suspension of the patent application procedure | ||
| B25D | Requested change of name of applicant approved |
Owner name: EMBRAER S.A. (BR/SP) |
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| B03H | Publication of an application: rectification |
Free format text: REFERENTE AO CODIGO 3.1 PUBLICADO NA RPI2182 DE 30/10/2012 RELATIVO AO CAMPO INID (72) INVENTOR. CONSIDEREM-SE OS DADOS ATUAIS |
|
| B06A | Notification to applicant to reply to the report for non-patentability or inadequacy of the application according art. 36 industrial patent law | ||
| B09A | Decision: intention to grant | ||
| B16A | Patent or certificate of addition of invention granted |
Free format text: PRAZO DE VALIDADE: 20 (VINTE) ANOS CONTADOS A PARTIR DE 06/05/2011, OBSERVADAS AS CONDICOES LEGAIS. |