CN102015451B - 用于降低燃料箱的爆炸危险的安全系统 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种用于降低燃料箱的爆炸危险的安全系统，其具有至少一个流体源和至少一个具有用于流体的入口(22)和出口(24)的流体容器(10)，其中所述流体容器(10)具有至少局部柔性的结构并且设计成，使得流体容器能够定位在燃料箱(4)的位于燃料(12)上方的空腔中并在流体流入时基本上将所述空腔填满直到燃料箱(4)的上侧。由此可以避免在燃料箱中出现自由的空气体积，这可以防止可爆炸的混合物的形成并由此使爆炸危险最小化。此外，流体容器具有用于排出冷凝水的排出口以及用于未燃烧的碳氢化合物的传感器，以便检测流体容器中的泄漏。

Description

用于降低燃料箱的爆炸危险的安全系统

相关申请

本申请要求2008年10月2日提交的美国临时专利申请No.61/194,948和2008年10月2日提交的德国专利申请102008050373.8的优先权，这两个申请的内容这里通过引用而结合。

技术领域

本发明涉及一种用于降低燃料箱的爆炸危险的安全装置、这种安全系统的应用以及具有用于降低爆炸危险的安全系统的飞机。

背景技术

通常在没有完全填满的燃料箱中，在燃料和位于燃料上面的并由空气填满的空腔之间的分界面上存在这样的危险，即在确定的温度下以及相应的压力下由空气和燃料气体形成可点燃的混合物。由于火花或其他点燃源可以点燃所述混合物，并导致燃料箱爆炸。特别是当燃料箱是飞机的燃料箱时，这有灾难性的后果并可能导致飞机连同乘员的损失。

出于这个原因例如引入了FAA法规，该法规规定了飞机的缩减(Reduzieren)。对于这个问题的一种已知的解决方案在于，向飞机的燃料箱导入保护气体，其中保护气体是缺乏氧的或完全惰化的。这会导致，在燃料箱中所形成的空气燃料混合物由于缺少氧气不能点燃。例如由DE102005054885A1和US2007/0111060A1已知一种用于降低燃料箱的爆炸危险的安全系统，在这种安全系统中，缺乏氧的空气从已经安装在飞机中的燃料电池中流出并导入动力燃料箱中。但这里证明是有问题的，保护气体具有很高的相对空气湿度，这种空气湿度对燃料的质量产生不利影响。为了除去缺乏氧的空气湿气，需要冷凝装置。从保护气体中获得的水以后可以继续用于另外的目的。由于所述安全系统的冷凝装置，飞机的总重量会明显提高。此外，当飞机停靠在地面上时会从燃料箱的通风系统中向周围环境排放煤油蒸汽。

发明内容

本发明的目的是提出一种用于降低燃料箱的爆炸危险的安全系统，这种安全系统的结构尽可能简单并具有尽可能小的重量，但仍能可靠地降低燃料箱中的爆炸危险。本发明的另一个目的是，尽可能完全防止煤油蒸汽的排放。此外，本发明的目的还可以是，在采用惰性化的空气时提出一种复杂程度较低的冷凝装置。

所述目的通过根据本发明的用于降低燃料箱的爆炸危险的安全系统来实现。

本发明第一重要的方面在于，根据本发明的安全系统设有具有用于流体的入口和出口的流体容器，其中，该流体容器具有至少局部柔性的结构并设计成，使得流体容器能够定位在燃料箱的位于燃料上方的空腔中并在流体流入时基本上将所述空腔填满直到燃料箱的上侧。这意味着，通常在没有完全填满的燃料箱中存在的空腔通过根据本发明的流体容器形式的物体占据，该物体优选持续地由流体流动通过。所述流体流入流体容器的入口并通过所述出口离开流体容器。通过流体的流入和由于出口有限的通流孔而在一开始延迟流出的流体，流体容器发生膨胀，因为流体容器是柔性的。流体容器可以膨胀至所述空腔基本上完全由其占据。由此本质上防止了在燃料到空腔的分界面上形成可燃的混合物，因为实际上不存在用于形成这种混合物的空气体积。

官方要求规定在燃料上方占燃料箱体积的2％的自由空间，由于在温度升高时可能的体积膨胀。如果在采用本发明时要求设置这种自由空间，则所述自由空间可以通过附加的海绵式的物体或附加的隔离件来填充。

如果本发明涉及用于飞机的燃料箱，则通过根据本发明的流体容器的构型确保了，热膨胀不会导致燃料箱或根据本发明的流体容器的破坏。这种可能导致燃料箱爆裂的压力升高通过敞开的出口避免。

为了在流体不是持续地通过入口进入根据本发明的流体容器的情况下避免燃料箱的损坏，可以这样来避免对燃料箱和根据本发明的流体容器的损坏，即，在根据本发明的流体容器的入口和/或出口上设置过压保护阀。除此以外，可以设想采用防爆盘，所述防爆盘在一次激活之后必须更换。但这可以是一种特别经济的解决方案。由此燃料在略微升温时可以膨胀并且根据本发明的流体容器在其尺寸上收缩。

一个积极的附属效果是这样的事实，传统的油箱通风系统通过根据本发明的安全系统可以取消。在加油时需要使空气从燃料箱中逸出，由此燃料箱中的压力水平保持在周围环境的水平上并可以避免损坏。在采用根据本发明的安全系统可以从流体容器的出口充分地流出空气，所述空气导致流体容器的收缩并为进入燃料箱的燃料提供足够的空间。在传统的排气系统中通常会流出的燃料蒸汽不再存在，因为从流体容器中流出的空气不是直接与燃料接触。

特别优选的是，根据本发明的流体容器具有基本上平的上侧和基本上平的下侧。所述平的下侧用于使根据本发明的流体容器尽可能平齐地与燃料表面相连。由此可以确保，可以使位于燃料箱中的自由空气的量最小化。例如当燃料箱也具有基本上平的表面时，所述平的上侧是有利的。但原则上也特别合理的是，所述上侧和下侧由弹性材料如橡胶或其他类似于橡胶的材料制成，从而所述下侧和上侧能够容易地与燃料箱的相应面相匹配。

特别优选的是，根据本发明的流体容器具有至少一个柔性的侧面作为流体容器的上侧和下侧之间高度可变的连接部。如果希望，这允许流体容器的上侧和下侧的相应固定的构型，而根据本发明的流体容器的柔性通过至少一个侧壁的高度可变性来确保。已经证明特别有利的是一种波纹管状的过渡部，这种过渡部可以按手风琴的形式提供一种具有非常大的体积(变化)范围的根据本发明的流体容器。

根据本发明的流体容器的入口优选设置成与流体源相连。这种连接可以通过相应的管道、管子等实现，其中这种连接不必是不可变的、恒定的和刚性的，而是也可以通过相应的开关阀、控向阀、过压保护阀、截止阀和其他阀补充。

根据本发明的安全系统此外还具有至少一个接触面，以用于有目的地冷凝水，该接触面大致可通过流体容器的与燃料相邻接的下侧实现。

通常，流体容器的上侧或者侧面也适合于此(有目的地冷凝水)，只要这些侧面与冷的介质或材料相连接。

在根据本发明的安全系统中，使用可以具有多种特性的流体源。由于其较小的重量主要可以考虑采用气态的流体以及特别是空气，其中所述空气优选可以缺乏氧或者被完全惰性化。本发明不仅限于此，而是可以考虑采用所有不可燃或不可以用作氧化剂的气体或者必要时也可以采用液体。但所述流体源特别优选地是燃料电池，在所述燃料电池产生电流时出现的缺乏氧的空气并在废气接头上提供较为潮湿的废气，从而在燃料箱中既不存在会形成可燃的混合物的自由空气体积，而且在根据本发明的流体容器形式的分开的物体中也不存在这样的危险，即，在泄漏或类似情况时，空气可能进入燃料箱，从而形成可燃的混合物。

在使用例如来自燃料电池的潮湿空气作为流体时，合理和优选的是，根据本发明的流体容器具有用于排出水的排出口。根据本发明的流体容器的朝向燃料的接触面、朝向燃料箱的上侧的接触面以及可能朝向燃料箱的侧面的接触面提供了冷的壁部，在所述壁部上包含在空气中的水蒸气发生冷凝并例如聚集在根据本发明的流体容器的下侧上。通过集成排出口能够提取所述较为干净的水并例如在飞机中采用根据本发明的安全系统时所述水能够提供给洗手间等的其它应用。此外，所述水还可以用于对燃料电池进行主动冷却。

此外优选的是，根据本发明的安全系统具有至少一个用于检测未燃烧的碳氢化合物的传感器，该传感器优选可以设置在根据本发明的流体容器的出口上。除此以外，所述传感器也可以设置在排出口的区域内并检测冷凝水中未燃烧的碳氢化合物。如果根据本发明的流体容器具有孔等形式的缺陷，通过所述孔燃料会流入并且流体会流出，则根据本发明的流体容器贯通时会出现形成混合物，在形成混合物时，燃料的气态分量与流入并重新流出的流体混合。如果出现这种情况，可以通过位于出口处的用于检测未燃烧的碳氢化合物的传感器检测到这种情况，从而可以向人员给出相应的警告。

此外，根据本发明的流体容器优选固定在燃料箱的上侧上。这可以通过各种不同类型的固定元件来实现，例如通过按钮、搭扣连接、夹紧连接等。但这里可以设想，根据本发明的流体容器尽可能设计成，使得该流体容器在装备或补充装备飞机时例如能通过人孔装入机翼油箱中。由于非常狭窄的条件以及存在燃料残余物，不利的是，要形成复杂的形锁合或力锁合连接，这种连接要以不方便的准备工作才能在燃料箱中实现。

在根据本发明的安全系统中，可以将基本上没有热绝缘的流体容器设置在绝缘的流体容器的下方，其中没有绝缘的流体容器直接与燃料接触。没有热绝缘的流体容器具有用于流体的入口。这用于，在飞行期间，在燃料特别有利的温度条件下，能够利用理想的冷凝条件。没有绝缘的流体容器的与燃料相邻接的下侧具有与燃料接近相同的温度，其中，燃料油由于其较高的质量在起飞期间在较长的时间上保持在一个温度水平上，该温度水平还不会导致下部的流体容器的冷凝水结冰。

为了确保流体流出，下部的没有绝缘的流体容器与上部的绝缘的流体容器通过溢流通道相连。流体此时通过上部的流体容器的出口流出。

为了防止在下部的并且没有绝缘的流体容器内部的结冰效果，优选在安全系统中集成有温度传感器，该温度传感器测量燃料温度或没有绝缘的流体容器内部的温度。如果温度达到0℃或更低的临界水平，优选通过控制装置使切换发生切换，该切换阀与上部的绝缘的和下部的未绝缘的流体容器的入口相连，从而禁止流体流入未绝缘的流体容器并促使流入上部的绝缘的流体容器。

此外，可以与油箱上侧的内表面相邻接地集成另一个附加的并没有绝缘的流体容器，从而在流体通过相应的入口流入所述附加的流体容器时，由于带入的热量而辅助除冰装置的作用，从而例如电气地构成的除冰装置可以具有较小的电消耗。这不仅涉及存在结冰危险的各单个飞行阶段，而且也可以用于在地面上除冰。

这里应一般性地指出，对流体容器绝缘是合理的，因为在客机中采用根据本发明的安全系统是必须考虑到在飞行中-50℃的环境温度。这会造成水蒸气结冰以及可能造成入口和出口堵塞。

根据本发明的另一个方面，所述安全系统具有多个流体容器，这些流体容器例如可以设置在多个燃料箱中，以便相结合地使燃料箱组合的爆炸危险最小化。以飞机为例，可以设想，根据本发明的流体容器既用于机翼油箱中也用于中央的燃料箱中，并通过一个或多个共同的流体源经由管道系统给其供应相应的流体。优选也可以分别将多个根据本发明的流体容器装入机翼油箱中，因为由于当今长途客机等中的燃料箱的尺寸在一个机翼油箱中集成唯一一个非常大的根据本发明的流体容器可能是非常复杂并且不能在任何时刻确保足够的位置稳定性。

所述目的还通过根据本发明的一种应用以及具有根据本发明的用于降低燃料箱的爆炸危险的系统的飞机来实现。

附图说明

本发明其它的特征、优点和应用可能性由后面对各实施例和附图的说明中得出。这里所有说明和/或用图形示出的特征本身并按任意的组合构成本发明的主题。此外在附图中相同的附图标记用于相同或类似的物体。其中：

图1a示出飞机的具有燃料箱和根据本发明的安全系统的机翼的侧向剖视图；

图1b示出具有燃料箱和根据本发明的安全系统的机翼的正面剖视图；

图2示出根据本发明的安全系统的示意图；

图3示出根据本发明的安全系统的另一个示意图；以及

图4示出具有燃料箱和根据本发明的安全系统的飞机。

具体实施方式

图1a示出飞机的机翼2的一部分，所述机翼装备有燃料箱4，所述燃料箱通过第一壁部6和第二壁部8相对于机翼2的前边缘和后边缘限定。在燃料箱4的内部设置根据本发明的流体容器10，该流体容器填充燃料箱4内部在燃料12上方的空腔。根据本发明的流体容器10的侧面14和16设计成高度可变的并以波纹管的形式和波纹管形的过渡部18实现。

在所示图示中，如果燃料12的体积下降，则燃料液面在图形平面中向下移动。同时，对于压力加载的根据本发明的流体容器10，该流体容器的下侧20同样向下沉降，从而流体容器10的体积总体上扩大。在所述下侧20和燃料12之间不存在空气体积，所述空气体积可能导致形成能燃烧的燃料-空气混合物。由此可以与燃料12的体积无关地实现防止爆炸。

图1b示出带有根据本发明的流体容器10的燃料箱4的正面剖视图。这可以看到，在根据本发明的流体容器10上设置入口22和出口24，通过所述入口和出口流体能够流入流体容器10并重新流出。由于在出口24上较为明显的流动阻力，在根据本发明的流体容器10中建立压力，所述压力导致流体容器的膨胀。所述出口24或相应地后面的阀的尺寸确定成，使得根据本发明的流体容器10始终具有略高于其周围环境的压力，从而所述流体容器能够以其下侧20尽可能容易地跟随燃料液面。

图2示出根据本发明的安全系统在第一实施例中的示意图。这里示出了两个根据本发明的流体容器10，这两个流体容器配设给左侧或右侧的机翼。此外例如在中央的燃料箱中还在根据本发明的安全系统中设置了一个附加的流体容器26，该流体容器具有入口28，该入口与其余的流体容器10的入口22一起被供应缺乏氧的空气。流动通过流体容器10和26的空气通过出口24和30离开相应的流体容器10或26并进入排气管道32，从这里空气可以通过排放桅杆40或类似元件流出进入周围环境。

根据本发明的流体容器10和26附加地分别具有排出口34，该排出口优选设置各自最低的位置处并且通过所述排出口能够排出在流体容器10和26的壁部上冷凝形成的水。为了对冷凝和汇集作用提供辅助，流体容器10和26优选可以设有疏水的涂层，从而所出现的水蒸汽发生冷凝、快速形成水珠并尽可能完全地直接在相应的排出孔34处汇集。

在排气管道32上连接有过压保护阀36，该过压保护阀应防止流体容器10和26被过度强烈地供应空气并膨胀超过可承受的程度。所述过压保护阀36必须设置成，使得可靠地防止燃料箱发生爆裂，而不降低根据本发明的流体容器10和26的效果。

此外，在下游在排气管道32上设有用于检测未燃烧的碳氢化合物的传感器38，利用该传感器可以确定，从排气管道32中流出的空气是否含有燃料，这可以得出关于流体容器10和26的密封性的结论。如果出现这种情况，则产生相应的信号，并且，当根据本发明的安全系统设置在飞机中时，例如在飞机的驾驶舱中输出所述信号，以便发出警告。

入口22和28还通过止回阀42由燃料电池44供应缺乏氧的空气，从而在流体容器10和26中存在的压力在任何可设想的情况下都不会由于所述入口而降低。在这种情况下还可以设想，作为流体源也可以使用内燃机或其废气管道等。

在图3中示出根据本发明的安全系统的一个变型。其中示例性地示出一个流体容器46，该流体容器具有绝缘部48。该绝缘部的尺寸这样确定，使得在空气持续流入到流体容器46的入口50中时，即使在巡航飞行高度也可以在流体容器46中达到至少5℃的温度。较为平坦的第二流体容器52位于流体容器46的下方，第二流体容器直接与燃料12邻接并且没有绝缘。第二流体容器46优选可以用于冷凝水蒸汽，因为第二流体容器与燃料之间的接触面构成理想的热沉。因此，第二流体容器52同样具有入口54，通过该入口能将空气导入第二流体容器52中，然后在这里开始水蒸汽的冷凝并且冷凝水被导向排出口56。流入的空气可以通过一个或多个软管形式或其他类型的管道形式的溢流通道58溢流到上部的流体容器46中并在那里通过出口60进入排气管道32。

为了在飞行期间在燃料冷却时提供保护避免结冰，在下部的第二流体容器52中和/或在燃料箱中集成有温度传感器62，该温度传感器在达到或低于0℃的温度时通过控制单元64启动切换阀66的切换。这导致，在0℃或更低的温度下，只有上面的绝缘的流体容器46用来自空气源的空气加载。所出现的冷凝水通过排出口68取出。但如果温度高于0℃，则引导空气通过下面、没有绝缘的第二流体容器52，这里存在理想的冷凝条件。由此，可以明显改善通过冷凝获取水。

附加地可以在油箱4的上侧上设置另一个附加的没有绝缘的流体容器67，从而在使用燃料电池作为流体源时热量输入可以对除冰装置起辅助作用。为此，所述附加的流体容器67具有入口69以及用于位于其下方的流体容器46的溢流通道71。附加的流体容器67的入口同样可以与切换阀66相连，从而和前面所述的实施例相类似地实现防结冰保护。

最后，在图4中示出当今的客机70，在该飞机中设有多个燃料箱，并且所述燃料箱装备有根据本发明的安全系统。

所列举的例子只是用于说明根据本发明的内容，而不应理解为对本发明或保护范围的限制。相反，根据本发明的原理还可以应用于这样的燃料箱，这种燃料箱不是设置在飞机中，甚至也不是设置在车辆内部，但并不会失去本发明的优点。

作为补充应指出，(本说明书中使用的)“包括”并不排除其他元件或步骤，“一”或“一个”也并不排除多个的情况。此外还应指出，参考上述的实施例说明的特征或步骤也可以与上面说明的其他实施例的其他特征或步骤相组合使用。各权利要求中的附图标记也是非限制性的。

附图标记列表

2  机翼

4  燃料箱

6  燃料箱的后壁

8  燃料箱的前壁

10    流体容器

12    燃料

14    流体容器的侧面

16    流体容器的侧面

18    波纹管形的过渡部

20    流体容器的下侧

22    入口

24    出口

26    流体容器

28    入口

30    出口

32    排气管道

34    排出口

36    过压保护阀

38    用于检测未燃烧的碳氢化合物的传感器

40    排放桅杆

42    止回阀

44    燃料电池

46    流体容器(绝缘)

48    绝缘部

50    入口

52    流体容器(未绝缘)

54    入口

56    排出口

58    溢流通道

60    出口

62    温度传感器

64    控制单元

66    切换阀

67    附加的流体容器

68    出口

69    入口

70    飞机

71    溢流通道

Claims (15)

1.用于降低燃料箱(4)的爆炸危险的安全系统，具有：

至少一个流体源；

至少一个流体容器(10、26、46、52、67)，其具有用于流体的入口(22、50、54)和出口(24、56、68)；

用于排出水的排出口；和

至少一个用于检测未燃烧的碳氢化合物的传感器，其在出口上和/或排出口的区域内，

其中，所述流体容器(10、26、46、52、67)具有至少局部柔性的结构，并且设计成使得所述流体容器能够定位在燃料箱(4)的位于燃料(12)上方的空腔中，并且在流体流入时所述流体容器(10、26、46、52、67)基本上将所述空腔填满直到燃料箱(4)的上侧。

2.根据权利要求1所述的安全系统，其中，所述流体容器(10、26、46、52、67)具有至少一个柔性的侧面(14、16)，所述侧面(14、16)作为流体容器(10、26、46、52)的上侧和下侧(20)之间高度可变的连接部。

3.根据权利要求1所述的安全系统，其中，所述流体容器(10、26、46、52)在其上侧和其下侧(20)之间具有基本上为波纹管形的过渡部(18)。

4.根据权利要求1所述的安全系统，其中，所述入口(22、50、54)设置成与流体源相连。

5.根据权利要求1所述的安全系统，其中，所述流体容器(10、26、46、52、67)具有至少一个用于有目的地冷凝水的接触面。

6.根据权利要求1所述的安全系统，其中，所述流体源提供缺乏氧的空气。

7.根据权利要求1所述的安全系统，其中，所述流体容器(10、26、46、52、67)固定在所述燃料箱(4)的上侧上。

8.根据权利要求1所述的安全系统，其中，与燃料(12)接触的基本上没有热绝缘的流体容器(52)设置在热绝缘的流体容器(46)的下方，其中所述没有热绝缘的流体容器(52)具有用于流体的入口。

9.根据权利要求8所述的安全系统，其中，没有热绝缘的流体容器(52)通过溢流通道(58)与热绝缘的流体容器(46)相连，从而流入没有热绝缘的流体容器(52)的流体能通过热绝缘的流体容器(46)流出。

10.根据权利要求1所述的安全系统，其中，基本上没有热绝缘的附加的流体容器(67)设置成与构成为飞机的机翼油箱的燃料箱(4)的上侧接触，以便辅助除冰装置。

11.根据权利要求1所述的安全系统，其中，所述流体容器(10、26、46、52、67)的下侧(20)和上侧由弹性材料形成，使得所述流体容器(10、26、46、52、67)的下侧(20)和上侧与燃料箱(4)的形状相匹配。

12.根据权利要求8或9所述的安全系统，所述安全系统还具有用于测量燃料箱(4)中的温度和/或没有热绝缘的流体容器(52、67)中的温度的温度传感器(62)，其中在达到或低于0℃的测量温度时切换阀(66)中断流体流入没有热绝缘的流体容器(52、67)并促使流体流入热绝缘的流体容器(46)。

13.根据权利要求1所述的安全系统，所述安全系统具有多个流体容器(10、26、46、52、67)，所述流体容器的入口(22、50、54、69)通过管道系统与一个或多个共同的流体源相连。

14.根据权利要求1所述的安全系统在飞机(70)中的应用。

15.一种飞机(70)，具有至少一个燃料箱(4)和至少一个用于降低燃料箱(4)的爆炸危险的安全系统，所述安全系统具有：

至少一个流体源；

至少一个流体容器(10、26、46、52)，其具有用于流体的入口(22、50、54)和出口(24、56、68)；

用于排出水的排出口；和

至少一个用于检测未燃烧的碳氢化合物的传感器，其在出口上和/或排出口的区域内，

其中，所述流体容器(10、26、46、52)具有至少局部柔性的结构，并且设计成使得所述流体容器能够定位在燃料箱(4)的位于燃料(12)上方的空腔中，并且在流体流入时所述流体容器基本上将所述空腔填满直到燃料箱(4)的上侧。