CN103057713A

CN103057713A - 燃料箱装置

Info

Publication number: CN103057713A
Application number: CN2012105096228A
Authority: CN
Inventors: D·莱顿
Original assignee: Airbus Operations GmbH
Current assignee: Airbus Operations GmbH; Airbus Operations Ltd
Priority date: 2011-10-18
Filing date: 2012-10-11
Publication date: 2013-04-24
Anticipated expiration: 2032-10-11
Also published as: US8960237B2; CN103057713B; GB201117941D0; US20130092267A1

Abstract

本发明涉及一种燃料箱装置，包括：用于装燃料的燃料箱，燃料箱包括形成有孔的燃料箱壁；装配到燃料箱壁的孔中的燃料泵组件，燃料泵组件的外侧部分从孔的外侧凸出，燃料泵组件的内侧部分从孔的内侧凸出；包围燃料泵组件外侧部分的保持架；将保持架和燃料泵组件附装至燃料箱壁的安装件。

Description

燃料箱装置

技术领域

本发明涉及一种燃料箱装置，包括燃料箱和燃料泵组件。

背景技术

燃料泵组件通常用于飞机的燃料系统以将燃料从一个燃料箱传输到另一个燃料箱，并提供给发动机燃料流。这样的燃料泵组件通常安装在机翼的下罩上，如在WO2007/071908中所示。在这种已知的布置中，泵组件位于安装在机翼罩内侧的燃料罐的内部。

这种布置允许泵组件在机翼罩之间的燃料箱的区域内得到很好的保护。然而，它削弱了机翼的下罩，且必须增强局部结构。也需要复杂的冷却装置来冷却电动机和泵单元。

发明内容

本发明的第一目的在于提供一种燃料箱装置，包括：形成有孔的燃料箱壁；装配到燃料箱壁的孔中的燃料泵组件，燃料泵组件的内侧部分从孔的内侧凸出，燃料泵组件的外侧部分从孔的外侧凸出；包围燃料泵组件外侧部分的保持架；和将保持架和燃料泵组件附装至燃料箱壁的安装件。

把燃料泵组件的两个部分设置在孔的相对侧，能够更容易使位于燃料箱外侧的燃料泵组件的外侧部分得到冷却。

通过使用一个共同的安装件，将燃料泵组件和保持架附装至壁，而不是将两者单独安装至壁。这可以减少所需的紧固件的数量，以将壁的重量、装配时间和通过任何紧固件孔的泄露燃料的风险减到最小。此外，安装件还提供了燃料泵组件和保持架之间的热传导，使保持架作为燃料泵组件的散热器。

安装件可通过张力紧固件或通过任何其它适当的附装装置被附装至燃料箱壁。

泵组件可通过张力紧固件或通过任何其它合适的附装装置被附装至安装件。

燃料箱装置可进一步包括包围燃料泵组件内部部分的筒，其中，所述安装件通过张力紧固件被附装至燃料箱壁的外侧，筒通过相同的张力紧固件被附装至燃料箱壁的内侧。

安装件通常围绕燃料泵组件，并且可以是环形的安装环。

安装件可包括被附装至保持架的主体部；内凸缘，其从主体部向内延伸，并附装至燃料泵壳体；外凸缘，其从主体部分向外延伸，并附装至燃料箱壁。

保持架通过卡口式连接被附装至安装件。这种卡口配合允许方便快捷地移除保持架，以便于泵组件的检查或维修，并消除了对机械紧固件的需要。通过这种方式，减少了组装和维护的时间以及装置的重量和零件数。

燃料箱装置可以进一步包括：设置在安装件和燃料箱壁之间的垫圈。垫圈可作为热屏蔽层，以减少燃料泵组件产生的热量从安装件传导到燃料箱壁。燃料箱壁可由纤维增强复合材料制成，如碳纤维增强复合材料(CFRP)，并且在这种情况下，特别优选使用耐热密封垫。

燃料泵组件可包括一泵，其部分或完全位于孔的内侧之内。

燃料泵组件可包括一电动机，其部分或完全位于孔的外侧之外。

如果必须使用电动机技术，则一电子单元可被安装在保持架的内部或保持架的外部，并通过控制线穿过保持架与电动机相连。

泵通常包括一叶轮，使用时由电动马达带动旋转。

电动机和泵可被容纳在一壳体内，该壳体被装配到燃料箱壁上的孔中，使壳体的内侧部分从孔的内侧凸出，壳体的外侧部分从孔的外侧凸出；所述壳体可具有一环形凸缘，其被附装至安装件。

本发明的第二目的在于提供一套成套组件，其可被装配到燃料箱壁，以形成根据本发明第一目的所述的装置，成套组件包括：

a)燃料泵组件，其具有内部和外部；

b)保持架，其适于包围燃料泵组件的外部；和

c)安装件，包括被附装至保持架的主体部；内凸缘，其从主体部向内延伸，并被附装至燃料泵组件；和外凸缘，其从主体部分向外延伸，并被附装至燃料箱壁。

本发明的第三目的在于提供一种飞机，包括：机身；从机身延伸的一对翼梁；附装至翼梁并在翼梁之间延伸的第一罩；附装至翼梁并在翼梁之间延伸的第二罩；装配到其中一个翼梁的孔中的燃料泵组件，使燃料泵组件的内侧部分从孔的内侧凸出，燃料泵组件的外侧部分从孔的外侧凸出；包围燃料泵组件外侧部分的保持架；和将保持架和燃料泵组件附装至所述其中一个翼梁的安装件。

该翼梁通常是飞机的机翼、水平尾翼或垂直尾翼中的翼梁。

附图说明

通过参考下面附图来描述本发明，其中：

图1是燃料箱装置的示意性的侧剖视图；

图2是图1中燃料箱装置在部分分解状态下的示意性的侧剖视图；

图3是保持架和安装环的等距视图；

图4是从图1左手侧观察的安装环的端视图；

图5和图6是一架飞机的平面图和前视图。

具体实施方式

如图1所示的燃料箱装置是由图2中所示的成套组件形成。所述装置包括如图2中所示的形成有孔2的燃料箱壁1。燃料泵组件3装配到孔2中，如图1所示，内侧部分5从孔的内侧向右侧凸出，外侧部分4从孔2的外侧向左侧凸出。

燃料泵组件包括：7kW的电动机6，其位于孔2外侧(即，左侧)之外，和泵7、8，其位于孔2的内侧(即，右侧的)之内。该泵包括：装在旋转轴10上的环形叶轮7和主叶轮8，在使用时旋转轴10由电动机6带动旋转。

电动机6和泵7、8被容纳在一壳体9内，壳体9与孔2的侧部接合。该壳体9具有一进口(未示出)，用于燃料11从燃料箱进入泵；一主出口(未示出)，用于从主叶轮8向飞机的发动机输出燃料12；以及一附属出口(未示出)，用于输出空气或输出燃料13从环形叶轮7流回燃料箱。环形叶轮7能够泵送空气或燃料，而主叶轮8只能泵送燃料。环形叶轮7的功能是填装主叶轮8。

连通管81从进口连通到燃料箱的低点，以从燃料箱的低点供给燃料进入泵。

筒20围绕燃料泵组件的内部。筒20通过包含在筒的凸缘22内的O形环完全密封抵靠燃料箱壁1，并用耐燃料性密封剂(未示出)过密封(overseal)组件。筒20与壁1一起形成在燃料箱内部(图1的右手侧)与燃料箱外部(图1的左手侧)之间的边界。筒20具有开口(未示出)以允许流体11、12、13流入/出泵。

金属保持架30围绕燃料泵组件的外部4。保持架30具有圆柱形主体31、端壁32和四个围绕其开口端的圆周间隔开的凸耳35(图1和2中示)。如图3所示，主体31和端壁32上形成有多个气孔。

电子单元82被安装在保持架的外部，并通过控制配线83穿过位于保持架端壁32上的五个孔中的一个而与电动机6连接。该单元82包含控制电动机6的开关电子元件，并且如有需要，所述电子元件需要将电力从交流转换到直流。

安装环将燃料泵组件3和保持架30安装到燃料箱壁1。安装环具有主体部40，其被附装至保持架30；环形内凸缘41，其从主体部向内延伸，并附装至燃料泵壳体9的环状凸缘21；环形外凸缘42，其从主体部40向外延伸，并附装至燃料箱壁1；和中心孔43，用于接纳所述燃料泵组件。

主体部40通过图4中所示的卡口接头被附装至保持架30。该主体部40具有四个翼片44和围绕其圆周的凹口45。每个翼片44具有在其后面的凹部46(如图2所示)，其尺寸适于接收保持架30相应的凸耳35。保持架30被插入到安装环的主体部40，使保持架30的凸耳35与凹口45对准，然后旋转以便将凸耳固定在凹部56内。然后，安装一个或多个机械紧固件(未示出)以防止保持架旋转和松脱。

成套组件按照以下顺序步骤被组装成如图1所示。

1.筒20具有一个环形凸缘22，其上带有12个预成形的孔(未示出)，所述孔与壁1上的预成形的孔(未示出)对准。

2.螺栓23穿过预成形的孔，直到螺栓的头部24接合筒的凸缘22。

3.装配带有预成形的孔(未示出)的耐热垫圈50，如图1所示，螺栓23穿过垫圈的孔。

4.装配具有预成形的孔84(如图4所示)的安装环的凸缘42，如图1所示，螺栓23穿过凸缘42的孔。

5.将螺母25拧到螺栓23上，并紧到使螺栓处于张力状态。如此，安装环42的凸缘42通过螺栓23被牢固地附装至燃料箱壁1的外侧，筒20通过相同的螺栓23被牢固地附装至所述燃料箱壁的内侧。

6.将燃料泵组件3插入孔2中，直到壳体9的凸缘21接合安装环的凸缘41。

7.安装环的凸缘41和壳体9的凸缘21都具有四个预成形的孔(如图4中所示，凸缘41的孔85)。旋转燃料泵组件直到这些孔对准。

8.将螺钉51拧入到预成形的孔，直到螺钉的头部52接合凸缘21。

9.拧紧螺钉51使其处于张力状态，使凸缘21和凸缘41紧密接合。

10.将保持架30通过上述的卡口配合的方式装配到主体部40。如此，安装环直接接合保持架30和燃料泵组件3，并将它们都附装至燃料箱壁1。

通过使用共用的安装环将燃料泵组件3和保持架30附装至壁1，将穿过或进入所述燃料箱壁1的紧固件的数量减到最小，因此降低了壁的重量和复杂性，并减少了壁的应力集中。

保持架30和安装环之间的卡口配合允许方便快捷地移除保持架，以便于泵组件的检查或维修，并消除了对机械紧固件的需求，而仅需要一个保持紧固件以防止保持架旋转。通过这种方式，减少了组装和维护的时间以及所述组件的重量和零件数。

安装环主体部40和凸缘41还提供了燃料泵组件3和保持架30之间的热传导连接，使保持架作为燃料泵组件的散热器。通过保持架30的气孔提供额外的对流冷却。垫圈50的作用是使燃料箱壁与由电动机6产生的热隔绝。

图1的装置通常是安装在如图5和图6所示的那种飞机70上。该飞机包括机身71和一对机翼72。每个机翼72的主要结构元件是机翼翼盒，其包括从机身延伸的一对翼梁。图5中虚线73、74表示翼梁的大致位置。每个机翼还具有上罩75，其附装至翼梁和并在翼梁之间延伸，以及下罩76，其附装至翼梁和并在翼梁之间延伸(参见图6)。翼梁73、74形成燃料箱79的前壁和后壁，罩75、76形成燃料箱79的上壁和下壁，以及肋77、78形成燃料箱79的外侧壁和内侧壁。

在本发明的一个优选实施例中，后翼梁74构成如图1中所示的燃料箱的壁1，燃料泵组件被装配到起落架托架，靠近如图6中所示的机翼起落架86的其中一个。在某一个起落架86的轮胎爆裂的事故中，这时保持架30可保护泵组件免受轮胎碎片的冲击。保持架30和壳体9之间的空气间隙80，使保持架30能变形并吸收这样的冲击，而不接触壳体9。

尽管参照一个或多个优选实施例，本发明已在前面的说明书中进行了描述，但是应理解的是，在不脱离附加的权利要求所限定的本发明的范围的情况下，可做出各种变化和修改。

Claims

1.一种燃料箱装置，包括：

a)形成有孔的燃料箱壁；

b)装配到燃料箱壁的孔中的燃料泵组件，燃料泵组件的内侧部分从孔的内侧凸出，燃料泵组件的外侧部分从孔的外侧凸出；

c)包围燃料泵组件的外侧部分的保持架；和

d)将保持架和燃料泵组件安装到燃料箱壁的安装件。

2.如权利要求1所述的燃料箱装置，其中安装件通过张力紧固件附装至燃料箱壁。

3.如权利要求2所述的燃料箱装置，还包括包围燃料泵组件的内侧部分的筒，其中安装件通过所述张力紧固件固定到燃料箱壁的外侧，筒通过所述张力紧固件固定到燃料箱壁的内侧。

4.如前述权利要求中的任意一项所述的燃料箱装置，其中，所述安装件包括环绕燃料泵组件的安装环。

5.如前述权利要求中的任意一项所述的燃料箱装置，其中，所述安装件包括附装至保持架的主体部；从主体部向内延伸且附装至燃料泵组件的内凸缘；以及从主体部向外延伸且附装至燃料箱壁的外凸缘。

6.如前述权利要求中的任意一项所述的燃料箱装置，其中，泵组件通过张力紧固件附装至所述安装件。

7.如前述权利要求中的任意一项所述的燃料箱装置，其中，所述保持架通过卡口式连接附装至所述安装件。

8.如前述权利要求中的任意一项所述的燃料箱装置，进一步包括设置在安装件和燃料箱壁之间的垫圈。

9.如前述权利要求中的任意一项所述的燃料箱装置，其中，所述燃料泵组件包括一泵，该泵至少部分地位于所述孔的内侧之内。

10.如前述项权利要求中的任意一项所述的燃料箱装置，其中，所述燃料泵组件包括一电动机，该电动机至少部分地位于所述孔的外侧之外。

11.如权利要求9和10所述的燃料箱装置，其中所述电动机和泵位于一壳体内，所述壳体被装配到燃料箱壁的孔内，使壳体的内侧部分从孔的内侧凸出，壳体的外侧部分从孔的外侧凸出。

12.如权利要求9和10所述的燃料箱装置，其中所述泵包括一叶轮，所述叶轮在使用时由所述电动机带动旋转。

13.如前述权利要求中的任意一项所述的燃料箱装置，其中，所述保持架形成有两个或更多个空气孔。

14.成套组件，其能装配到燃料箱壁以形成如前述权利要求中的任意一项所述的燃料箱装置，所述成套组件包括：

a)燃料泵组件，其具有内部和外部；

b)保持架，其装配成包围燃料泵组件的外部；和

c)安装件，其包括可被附装至保持架的主体部；内凸缘，其从主体部向内延伸，并能附装至燃料泵组件；和外凸缘，其从主体部分向外延伸，并能附装至燃料箱壁。

15.一种飞机，包括：机身；从机身延伸的一对翼梁；附装至翼梁并在翼梁之间延伸的第一罩；附装至翼梁并在翼梁之间延伸的第二罩；装配到其中一个翼梁的孔中的燃料泵组件，使燃料泵组件的内侧部分从孔的内侧凸出，燃料泵组件的外侧部分从孔的外侧凸出；包围燃料泵组件外侧部分的保持架；和将保持架和燃料泵组件附装至所述其中一个翼梁的安装件。