CN103167966B - 抗横向流燃料通气系统结构 - Google Patents

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Abstract

一种航空器（12）中的通气系统（10），其中，该航空器（12）关于中线（14）基本上对称，该航空器（12）具有：在中线（14）的相应侧上向外伸出的一对翼（16和18）；中心燃料箱（20）；位于每个翼（16和18）的外端处的缓冲箱（22和24）；以及被插置在中心燃料箱（20）与相应缓冲箱（22或24）之间的可选的一个或多个翼燃料箱（26和28）。用于中心燃料箱（20）的通气系统（10）包括主通气线路（30），其横跨中线（14）延伸到与相应缓冲箱（22和24）连通的通气开口（32和34）。主通气线路（30）形成用于在通气线路（30）的相对两端之间流动的流体（通常是空气）的线状流动路径。通气系统（10）还包括从主通气线路（30）延伸的分支通气线路（36和38）以及中心燃料箱（20）上的开口。分支通气线路在中线（14）的每一侧上具有至少一个燃料箱（40和42）。

Description

抗横向流燃料通气系统结构
相关申请
本发明要求于享有2010年10月12日提交的第61/392,174号美国临时专利申请的优先权，其在此通过援引而被并入。
技术领域
本发明涉及一种用于航空器的燃料箱通气系统，并且尤其涉及一种用于航空器燃料箱通气系统的分布结构。
背景技术
航空器通常具有位于航空器翼内的内腔中的燃料箱。在燃料箱的未填充燃料的空置空间中通常是空气和燃料蒸汽的混合物，并且此空置空间被称为油舱隙(ullage)。为了保护燃料箱不爆炸，油舱隙空间中的燃料蒸汽与空气的潜在易燃混合物由惰性气体(如富氮空气(NEA))来置换或稀释，以减少油舱隙中的氧气含量。
燃料箱通常向大气排放以适应在飞行期间由海拔高度产生的压力变化，从而减少需要的强度，并因此减少燃料箱的重量。例如，当爬升时，周围的压力随着海拔高度增加而降低。结果，燃料箱中的油舱隙气体可向舷外排放，以维持燃料箱与外部环境之间的压力均衡或特定压差。通气系统典型地通过位于靠近翼尖的缓冲箱(防止来自飞行器的不想要的燃料注入的溢流箱)使燃料箱排放。缓冲箱设有用于向大气排放的装置，并且典型地还包括用于从缓冲箱将燃料排放回燃料箱的装置。
同样地，当航空器下降时，周围的压力随着海拔高度减小而增大。因此，在下降期间可能有周围空气大量涌入油舱隙空间内。对于具有敞开的燃料箱排放口的飞机(这在大多数商业飞机上是常见的)尤其如此。大气通常具有约21％的氧气含量，因此大气引入到油舱隙空间内会稀释或破坏油舱隙的惰性。大气涌入能够在油舱隙中快速地升高氧气浓度，这增大了燃烧风险。
另外，在航空器的一侧上的通气系统的出口上的压力与航空器的另一侧上的压力频繁地不同。在具有横向排放的系统中，这可能产生大量气体通过通气系统的流动。如果中心箱的油舱隙处于这样的流动路径中，则必须假定，如此大量的周围空气已经污染了中心箱内的空气并且增大了中心箱油舱隙中的氧气浓度。
一种处理这些问题中的部分问题的方式是设置具有隔板的混合室，以防止或最小化空气从航空器的一侧到另一侧的连续流动以及通过中心燃料箱的油舱隙在通气系统中产生混杂物。第7,621,483号美国专利揭露了这样的混合室。
发明内容
与采用混合室的系统(其中经过混合室的流动不是线状的)相反，本发明提供一种用于航空器的燃料箱通气系统，其提供通过主排放路线的线状流动并且降低了使大气流过包括中心燃料箱中的油舱隙空间的流动回路的可能性。
更具体地，本发明提供一种航空器中的通气系统，其中，该航空器基本上关于中线对称，该航空器具有：一对翼，在中线的相应侧上向外伸出；中心燃料箱；缓冲箱，位于每个翼的外端处；以及可选的一个或多个翼燃料箱，被插置在中心燃料箱与相应缓冲箱之间。用于中心燃料箱的通气系统包括主通气线路，主通气线路横跨中线延伸到与相应缓冲箱连通的排放开口。缓冲箱典型地向大气排放。主通气线路形成用于在通气线路的相对两端之间流动的流体(通常是空气)的线状流动路径。通气系统还包括从主通气线路延伸并且在中心燃料箱上开口的分支通气线路。分支通气线路在中线的每一侧上具有至少一个燃料箱。
当结合附图考虑时，本发明的进一步的特征从以下详细的描述中将变得显而易见。
附图说明
图1是根据本发明的航空器通气系统的第一实施例的示意性平面图；
图2是根据本发明的航空器通气系统的第二实施例的一部分的示意性平面图；
图3是根据本发明的航空器通气系统的第三实施例的一部分的示意性平面图；
图4是根据本发明的航空器通气系统的第四实施例的一部分的示意性平面图；
图5是根据本发明的航空器通气系统的第五实施例的一部分的示意性平面图；
图6是根据本发明的航空器的第六实施例的一部分的示意性平面图。
具体实施方式
本发明提供一种用于航空器的抗横向流燃料箱通气系统，其减小大气行经包括中心燃料箱中的油舱隙空间的流动回路的可能性。为了最小化潜在的可燃性和爆炸的危险，惰性气体(典型地富氮空气(NEA))通过分布网络被注入到燃料箱中的油舱隙空间内。与NEA分布网络分隔开的通气系统被设计为，减小因为飞机改变海拔高度或者由于例如补给燃料期间的其他事件而产生的过大的压差。
本发明所提供的抗横向排放结构还防止或者最小化中心箱中的油舱隙在横向排放条件下的污染，其中，在航空器通气系统的相对两侧的通向大气的开口之间存在压差。本发明所提供的系统取得如此效果，而没有添加任何移动部件、或增大分支入口的复杂性、或添加左/右排放隔离，但是仍然允许实现对称的或者接近对称的通气系统，同时维持双重裕度(redundancy)，具体地即排放路径裕度。这是通过限制中心箱通气线路与主通气线路的多个分支点之间的压力损失来达成的。在中心箱通气线路与主通气线路的这些分支点处的压力损失远小于通过中心箱的任何潜在流动回路的压力损失。换言之，横跨分支通气线路与主通气线路的分支点处的压降(a)之间的差值远小于横跨包括中心燃料箱的回路的压降(b)；该回路从分支线路与主通气线路分支出来的第一点，通过一出口进入中心燃料箱内，再通过中心燃料箱中的油舱隙返回主通气线路。压降的差异使得主通气线路中的大部分横向流动空气保持在主通气线路中，从而使原本会采用中心箱流动路径来流动的空气量最小化，由此使燃料箱油舱隙的稀释最小化。
现在详细地参照多个附图，首先参照图1，本发明提供一种航空器12中的抗横向流燃料箱通气系统10。航空器12基本上关于中线14对称，具有：一对翼16和18，在中线14的相应侧向外伸出；中心燃料箱20；缓冲箱22和24，分别处于每个翼16和18的外端处；以及可选的一个或多个翼燃料箱26和28，被插置在中心燃料箱20与相应的缓冲箱22或24之间。缓冲箱22和24典型地向大气排放，并且包括用于使进入缓冲箱22或24的任何燃料返回燃料箱20或26或28的装置，例如泵。在三角翼或者单翼航空器中，左翼和右翼并不由机身分开，而是呈现横跨中线的连续式升力面。为了本发明的目的，中线的每一侧上的升力面将被考虑成单独的翼。
用于中心燃料箱20的通气系统10包括主通气线路30，主通气线路横跨中线14延伸到与相应的缓冲箱22和24连通的排放开口32和34。主通气线路30提供对左缓冲箱22和右缓冲箱24的冗余排放选择，同时减小左缓冲箱22与右缓冲箱24之间的压差，而完全不污染油舱隙。由主通气线路30的这些双开口32和34提供裕度，因此如果主通气线路30在中线14的一侧被阻挡，中心燃料箱20仍然可使用另一侧的开口32或34。主通气线路30优选地仅排放中心燃料箱20。主通气线路30形成线状流动路径，用于在主通气线路30的相对两端上的缓冲箱排放开口32和34之间流动的流体。
主通气线路30通常在其长度上具有基本上恒定的内径，并且可由管件、管路或者其他管状结构形成。
通气系统10还包括一个或多个分支通气线路，分支通气线路从主通气线路30延伸到中心燃料箱20内。一个或多个分支通气线路包括至少两个燃料箱开口(中线14的每一侧上至少一个燃料箱开口)。分支通气线路典型地以与主通气线路30相似的方式构造，并且典型地具有相同的内径。在图1中，两个通气线路36和38从主通气线路30上的公共点分支。换言之，该分支通气线路包括第一分支线路36和第二分支线路38；第一分支线路和第二分支线路关于中线14对称或成镜像，从主通气线路30朝向出口燃料箱开口40和42以V形岔开。
优选的是，通气系统在中心燃料箱20内对称或者接近对称，并关于中线14成镜像。对称的通气系统允许较低重量的排放解决方案，而且如果通气系统不对称的话，NEA分布系统的转向会更加复杂。
图1中示出的系统上的变化是在本发明的范围内设想的。图2的通气系统50中示出了另一对称布置方案。再一次，分支通气线路52在单个位置被连接到主通气线路30。在系统50中，第一分支线路52从主通气线路30延伸，并且第一分支线路52进一步分成第一分支线路54和第二分支线路56，第一分支线路54和第二分支线路引向中心燃料箱20中的相应燃料箱开口57和58。还请注意，主通气线路30限定沿基本上直线延伸的流动路径，其中，主通气线路30经过中心燃料箱20。
在图3中示出的通气系统60中，分支通气线路62再一次在单个位置处从主通气线路30分支，然后形成连续式环路，而且有多个(在本例中有四个)燃料箱开口64、65、66和67沿环路式分支通气线路62间隔开，其中，中线14的每一侧上具有两个燃料箱开口。
图4中示出了另一实施例。在该实施例中，通气系统70有一分支线路，该分支线路包括位于中线14的相对两侧上的第一分支线路72和第二分支线路74两者。第一分支线路72和第二分支线路74在间隔开的位置连接到主通气线路30，每个分支线路72和74从主通气线路30延伸到中心燃料箱20中的相应燃料箱开口76和78。第一分支线路72和第二分支线路74连接到主通气线路30所在的位置之间的距离，小于第一分支线路72和第二分支线路74连接到主通气线路30所在的位置与最近的出口开口76和78之间的距离。分支通气线路还包括第三分支线路79，第三分支线路79与连接第一分支线路72和第二分支线路74的主通气线路30间隔开，从而向相应的左燃料箱开口76和右燃料箱开口78提供另一路径。为了最小化横向排放，第一分支通气线路72和第二排放分支线路74从主通气线路分支出的点(分支点)之间的距离应被最小化，从而接近于单个通气线路。在实践中，为了在主通气线路30的一侧、或一个分支线路72或74发生堵塞的事件中保持裕度，该距离通常应不大于分支通气线路72和74的直径的约2到6倍。
至此已示出的所有实施例均关于航空器的中线对称，但并不是在每个实施例中必须如此。图5中示出一个示例。在此再一次，通气系统80具有一分支线路，该分支线路包括位于中线14的相对两侧上的第一分支线路82和第二分支线路84两者。第一分支线路82和第二分支线路84在间隔开的位置连接到主通气线路30，每个分支线路82和84从主通气线路30延伸到中心燃料箱20中的相应燃料箱开口86和88。第一分支线路82和第二分支线路84连接到主通气线路30所在的位置之间的距离小于第一分支线路82和第二分支线路84连接到主通气线路30所在的位置与各自的出口开口86和88之间的距离。但在本例中，分支线路82和84并不关于中线14对称。
最后，图6中示出了更复杂的通气系统100。在该实施例中，系统100具有多个分支线路，具体地具有三个分支线路102、104和106；这些分支线路在间隔开的位置处从主通气线路30分支，并相对于中线14对称。一个分支线路102具有处于中线14上的单个出口开口108。另两个分支线路104和106具有多个出口开口。这些分支线路104和106中的每一个具有两个开口110、112、114和116，这些开口彼此间隔开。所有的排放开口108、110、112、114和116均关于中心燃料箱20间隔开。
归纳起来，本发明提供一种航空器12中的通气系统10，其中，航空器12关于中线14基本上对称，并具有：一对翼16和18，在中线的相应侧上向外伸出；中心燃料箱20；缓冲箱22和24，位于每个翼16和18的外端处；以及可选的一个或多个翼燃料箱26和28，被插置在中心燃料箱20与相应缓冲箱22或24之间。用于中心燃料箱20的通气系统10包括主通气线路30，主通气线路横跨中线14延伸到排放开口32和34，排放开口32和34与相应缓冲箱22和24连通。主通气线路30形成用于在通气线路30的相对两端之间流动的流体(通常是空气)的线状流动路径。通气系统10还包括从主通气线路30延伸的分支通气线路36和38以及位于中心燃料箱上的开口。这些分支线路在中线14的每一侧上具有至少一个燃料箱开口40和42。
根据以上描述，应清楚地认识到，本发明提供了一个或多个在以下条款中提出的特征：
A.在关于中线14基本上对称的航空器12中，航空器12具有：一对翼16和18，在中线的相应侧上向外伸出；中心燃料箱20；缓冲箱22和24，位于每个翼16和18的外端处；以及可选的一个或多个翼燃料箱26和28，被插置在中心燃料箱20与相应缓冲箱22或24之间。用于中心燃料箱20的通气系统10包括：主通气线路30，其横跨中线14延伸到与相应缓冲箱22和24连通的排放开口32和34，主通气线路30形成用于在通气线路30的相对两端之间流动的流体的线状流动路径；以及分支通气线路36和38，分支通气线路36和38从主通气线路30延伸到中心燃料箱20内，分支线路36和38在中线14的每一侧上具有至少一个燃料箱开口40和42。
B.如条款A或者取决于条款A的任何其他条款所提出的通气系统10，其中，主通气线路30限定基本上沿直线延伸的流动路径，其中，主通气线路30经过中心燃料箱20。
C.如条款A或者取决于条款A的任何其他条款所提出的通气系统10，其中，分支通气线路36和38在单个位置处连接到主通气线路30。
D.如条款C或者取决于条款C的任何其他条款所提出的通气系统10，其中，分支通气线路包括第一分支线路36和第二分支线路38，第一分支线路36和第二分支线路38从主通气线路30朝向燃料箱开口40和42以V形岔开。
E.如条款A或者取决于条款A的任何其他条款所提出的通气系统60，其中，分支通气线路62包括连续式环路，该环路具有沿该环路间隔开的多个燃料箱开口64、65、66和67。
F.如条款A或者取决于条款A的任何其他条款所提出的通气系统70，其中，分支通气线路包括第一分支线路72和第二分支线路74，第一分支线路72和第二分支线路74两者均在间隔开的位置处连接到主通气线路30，每个分支线路72和74将燃料箱开口76和78中的一个连接到主通气线路30。
G.如条款F或者取决于条款F的任何其他条款所提出的通气系统70，其中，第一分支线路72和第二分支线路74在处于中线14的相对两侧上的位置处连接到主通气线路30。
H.如条款F或者取决于条款F的任何其他条款所提出的通气系统70，其中，第一分支线路72和第二分支线路74连接到主通气线路30所在的位置之间的距离小于第一分支线路72和第二分支线路74连接到主通气线路30所在的位置与最近的出口开口76或78之间的距离。
I.如条款F或者取决于条款F的任何其他条款所提出的通气系统70，其中，分支通气线路包括第三分支线路79，第三分支线路79与主通气线路30(主通气线路30连接第一分支线路72和第二分支线路74)间隔开。
J.如条款A或者取决于条款A的任何其他条款所提出的通气系统10，其中，燃料箱开口40和42关于中线14对称地间隔开。
K.如条款A或者取决于条款A的任何其他条款所提出的通气系统10，其中，主通气线路30在其长度上具有基本上恒定的直径。
虽然以上已相对于特定的优选的一个或多个实施例示出和描述了本发明，但是显然，一旦阅读并理解了本说明书和附图，本领域技术人员将会想到等同的修改和改型。特别是关于由上述多个元件(部件、组件、装置、构成等等)执行的多种功能，除非另有说明，用于描述这类元件的术语(包括对“装置”的引用)旨在对应于执行所述元件的具体功能的任意元件(即功能性地等价)，即使所述任意元件在结构上并不等同于执行本发明的示例性的一个或多个实施例在此示出的功能的公开的结构。另外，尽管以上本发明的一具体特征可能是相对于若干个示出的实施例的仅一个或多个来描述的，但在需要和有益于任意给定的或特定的应用时，该特征可与其他实施例的一个或多个其他特征结合。

Claims (11)

1.一种航空器(12)中的通气系统，所述航空器(12)关于中线(14)基本上对称，并且具有：一对翼(16和18)，在所述中线(14)的相应侧上向外伸出；中心燃料箱(20)；缓冲箱(22和24)，位于每个翼(16和18)的外端处；以及可选的一个或多个翼燃料箱(26和28)，被插置在所述中心燃料箱(20)与相应的缓冲箱(22或24)之间；所述通气系统用于所述中心燃料箱(20)，并且包括：
主通气线路(30)，其横跨所述中线(14)延伸到与相应的缓冲箱(22和24)连通的排放开口(32和34)，所述主通气线路(30)形成用于在所述通气线路(30)的相对两端之间流动的流体的线状的流动路径；以及
分支通气线路，从所述主通气线路(30)延伸到所述中心燃料箱(20)内，所述分支通气线路在所述中线(14)的每一侧上具有至少一个燃料箱开口。
2.如权利要求1所述的通气系统，其中，所述主通气线路(30)限定基本上沿直线延伸的流动路径，其中，所述主通气线路(30)经过所述中心燃料箱(20)。
3.如权利要求1或2所述的通气系统，其中，所述分支通气线路在单个位置处连接到所述主通气线路(30)。
4.如权利要求3所述的通气系统，其中，所述分支通气线路包括第一分支线路和第二分支线路，所述第一分支线路和第二分支线路从所述主通气线路(30)朝向所述燃料箱开口以V形岔开。
5.如权利要求1或2所述的通气系统，其中，所述分支通气线路包括连续式环路，所述环路具有沿着所述环路间隔开的燃料箱开口。
6.如权利要求1或2所述的通气系统，其中，所述分支通气线路包括第一分支线路和第二分支线路两者，所述第一分支线路和所述第二分支线路在间隔开的位置处连接到所述主通气线路(30)，每个分支线路将多个所述燃料箱开口中的一个连接到所述主通气线路(30)。
7.如权利要求6所述的通气系统，其中，所述第一分支线路和所述第二分支线路在处于所述中线(14)的相对两侧上的位置处连接到所述主通气线路(30)。
8.如权利要求6所述的通气系统，其中，所述第一分支线路和所述第二分支线路连接到所述主通气线路(30)所在的位置之间的距离小于所述第一分支线路和第二分支线路连接到所述主通气线路(30)所在的位置与最近的燃料箱开口之间的距离。
9.如权利要求6所述的通气系统，其中，所述分支通气线路包括第三分支线路(79)，所述第三分支线路与连接所述第一分支线路和第二分支线路的所述主通气线路(30)间隔开。
10.如权利要求1或2所述的通气系统，其中，多个所述燃料箱开口关于所述中线(14)对称地间隔开。
11.如权利要求1或2所述的通气系统，其中，所述主通气线路(30)在其长度上具有基本上恒定的直径。
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