CN116890986A - 飞行器组件、飞行器以及组装飞行器机翼盒的方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了飞行器组件、飞行器以及组装飞行器机翼盒的方法。在一个方面中，描述了飞行器组件，包括：飞行器面板；通道，该通道附接至飞行器面板；燃料管线，该燃料管线用于运载低温燃料，该燃料管线设置在通道中；以及密封式容纳空间，该密封式容纳空间围绕燃料管线，用于容纳从燃料管线泄漏的低温燃料，该容纳空间限定在通道、燃料管道与飞行器面板之间。

Description

飞行器组件、飞行器以及组装飞行器机翼盒的方法

技术领域

本发明涉及飞行器组件、飞行器以及组装飞行器机翼盒的方法。

背景技术

使用替代性燃料比如液态氢是实现未来排放目标的若干种方法中的一种方法。提供由燃料比如氢供以动力的飞行器的困难在于需要将燃料储存在加压燃料箱中。这些加压燃料箱通常需要相当大的空间，并且因此远离发动机以及燃料系统的其他部件定位。因此，燃料管线可能会在飞行器上延伸相当长的距离。

这可能会在飞行器的组装中以及在确保氢燃料管线的任何泄漏被限制方面的设计考虑中存在各种挑战。

发明内容

本发明的第一方面提供了一种飞行器组件，该飞行器组件包括：飞行器面板；通道，该通道附接至飞行器面板；用于运载低温燃料的燃料管线，该燃料管线设置在通道中；以及围绕燃料管线的密封式容纳空间，该密封式容纳空间用于容纳从燃料管线泄漏的低温燃料，该容纳空间限定在通道、燃料管线与飞行器面板之间。

通过这种布置，来自燃料管线的低温燃料的任何泄漏或排出(例如紧急释放)可以被限制在通道内。低温燃料也可以由通道引导，使得低温燃料能够在指定位置处释放，该指定位置(例如紧急出口管线)不一定与燃料管线位于同一位置。

飞行器组件还提供了其组装上的优势，因为通道可以在飞行器面板(例如，翼梁、覆盖件、整流罩)集成到主飞行器组件中之前附接至飞行器面板。这使得飞行器的组装更加容易和简单，因为不需要在(例如)机翼盒上执行额外的步骤，这些步骤通常需要移除机翼盒的部件以便进入机翼盒的内部空间。该通道可实现的组装过程也意味着燃料管线也可以在机翼盒内以更大的部段组装。

通道可以例如通过紧固件或粘合剂刚性附接至飞行器面板。该通道可以与飞行器面板成一体。

燃料管线可以构造成输送氢燃料，并且优选地输送液态氢燃料。

通道可以包括纤维增强复合材料。

纤维增强复合材料可以包括构造成降低通道的渗透性的金属层。金属层可以处于通道的纤维增强层之间。

飞行器面板可以包括纤维增强复合材料。

飞行器组件可以在容纳空间中包括真空或氮气。

通道可以与低温燃料管线间隔开。

燃料管线可以相对于通道轴向移动。

飞行器组件可以包括流体连接至容纳空间的阀。

阀可以在第一端部处连接至容纳空间并且在第二端部处连接至大气。

飞行器面板可以包括飞行器外蒙皮和/或整流罩。

飞行器组件可以包括用于运载低温燃料的两个或更多个燃料管线，所述燃料管线设置在通道内。

飞行器面板可以包括飞行器机翼的翼梁。

飞行器面板可以包括飞行器机翼的覆盖件。

飞行器组件可以包括飞行器机翼，其中，通道沿着飞行器机翼的至少一部分延伸。

飞行器组件可以包括飞行器机翼盒，其中，通道位于机翼盒内。

飞行器组件可以包括飞行器机身，其中，通道沿着飞行器机身的至少一部分延伸。

通道可以在用于储存低温燃料的燃料箱与飞行器动力装置之间延伸。

通道可以在用于储存低温燃料的燃料箱与飞行器加燃料端口之间延伸。

本发明的第二方面提供了一种飞行器，该飞行器包括第一方面的飞行器组件。

本发明的另一方面提供了一种组装飞行器机翼盒的方法，该飞行器机翼盒包括：第一方面的飞行器组件，其中，飞行器面板包括飞行器机翼的翼梁和/或覆盖件；该方法包括：将飞行器组件附接至一个或更多个飞行器机翼肋。

附图说明

现在将参照随附附图描述本发明的实施方式，在附图中：

图1示出了飞行器；

图2示出了包括燃料系统的飞行器；

图3示出了包括替代性燃料系统的飞行器；

图4示出了从飞行器上方观察的机翼中的燃料管线的示意图；

图5示出了在z-x平面中观察的机翼中的燃料管线的示意图；

图6示出了根据本发明的示例的飞行器组件；

图7示出了飞行器组件的下述示例：在该示例中，燃料管线由通道中的支架支承；

图8示出了包括两个氢燃料管线的通道；

图9A和图9B示出了氢燃料管线的位于通道的接合部内的接合部；

图10示出了具有用于选择性地将气体从通道释放的阀的飞行器；

图11示出了机翼盒组件；

图12示出了机身组件；

图13A示出了通道的示例；

图13B示出了通道的替代性示例；

图13C示出了通道的另一示例；

图14A示出了用于支承氢燃料管线的支架；

图14B示出了用于支承氢燃料管线的泡沫间隔件；

图15示出了飞行器的燃料系统的一部分；

图16示出了图15的燃料系统的容纳在通道中的燃料管线；

图17示出了其中氢燃料箱位于机身中的示例；

图18示出了用于燃料电池驱动的飞行器的飞行器燃料系统的另一示例。

具体实施方式

图1示出了飞行器1，该飞行器1具有左舷固定机翼2和右舷固定机翼3、发动机9、带有机头端部5和机尾端部6的机身4，机尾端部6包括水平稳定表面7和竖向稳定表面8。飞行器1是典型的喷气式跨音速客运飞行器，但是本发明适用于各种各样的固定机翼飞行器类型，包括商用、军用、客运、货运、喷气式、螺旋桨式、通用航空等，这些固定机翼飞行器具有附接至机翼或机身的任意数目的发动机。

飞行器1的每个机翼2、3具有长度从机翼根部10沿翼展方向延伸至机翼梢部11的悬臂结构，根部10连结至飞行器机身4。

尽力提高飞行器效率意味着不断地对现有的飞行器进行改进，其中一个解决方案是使用低温燃料，比如液态氢。

氢可以以多种方式用作航空燃料，比如氢直接燃烧(例如，改进的燃气涡轮发动机可以通过在涡轮喷气发动机燃烧室中燃烧氢来提供动力)或者通过使用燃料电池技术将氢转化为电，在燃料电池技术中，电化学电池将氢燃料和氧化剂(例如，氧)的化学能通过氧化还原反应转化成电。

一个或多个氢箱12可以定位在飞行器1上的任何合适的位置中，但是通常定位在机翼2、3下方的单独的箱中(例如，燃料吊舱中)、定位在机翼2、3中或者定位在位于机身4内或邻近机身4的一个或更多个燃料箱12中。图2示出了朝向机身4的后部定位的氢燃料箱12，而图3示出了定位在机翼2、3中的箱。

氢燃料管线14a可以从一个或多个燃料箱12延伸至飞行器动力装置(例如，发动机9和/或燃料电池90)，以便将氢燃料引导至动力装置(这些燃料管线14a可以替代性地称为氢分配管线14a)。氢燃料管线14b可以从位于飞行器1的外表面上的加燃料端口16延伸至一个或多个燃料箱12(这些燃料管线可以被称为氢加燃料管线14b)。

根据一个或多个燃料箱12、动力装置和加燃料端口16的相应位置，氢燃料管线14a、14b可以穿过机翼2、3的机翼盒结构和/或穿过机身4的结构延伸相当大的距离。在图2所示的示例中，氢燃料管线14a从机翼2、3上的发动机9延伸至位于机身4中的氢燃料箱12，并且氢燃料管线14b从氢燃料箱12延伸至位于机身4中的氢燃料箱12的后部的加燃料端口16。在图3所示的示例中，氢燃料管线14a从机翼2、3上的发动机9延伸至位于机翼2、3上的氢燃料箱12，并且氢燃料管线14b从氢燃料箱12延伸至氢燃料箱12的外侧的加燃料端口16。将理解的是，存在许多其他排列，但是氢燃料管线14a、14b中的至少一些氢燃料管线需要在飞行器1上延伸相当大的距离。

典型的氢燃料管线14a、14b(例如，加燃料管线、燃料供应管线或燃料返回管线)将在任一端部处固定地附接在连接器21处，并且包括各种管道22、联接件23、波纹管(例如，轴向补偿器24)以及阀和控制传感器。例如，图4和图5示出了氢管线14a、14b，氢管线14a、14b位于左舷机翼2中并且在机翼2的前缘25与后缘26之间、上覆盖件27与下覆盖件28之间沿翼展方向(x方向)延伸。飞行器1的纵向方向通常表示为y方向，并且竖向轴线通常表示为z方向。

燃料管线14a可以包括每个端部处的连接器21以及沿着燃料管线14a、14b的长度的多个联接件23和轴向补偿器24。这可以有助于减轻由空气动力学载荷和其他外部载荷引起的机架偏转的影响。由于燃料管线14a、14b暴露于从液态氢的低温温度到潜在的高得多的环境温度的大范围操作温度下，需要考虑燃料管线14a、14b的轴向位移，为此可以使用轴向补偿器或类似物。这些各种部件之间的连接是重要的潜在泄漏源并且可能增加热进入。然而，这些各种部件有助于氢燃料管线14a、14b承受氢燃料管线14a、14b经常遇到的轴向和平面外偏转。

因此，泄漏缓解和泄漏预防在设计和实现氢燃料管线14a、14b时是重要的因素。

图6示出了飞行器组件40。飞行器组件包括飞行器面板41和附接至飞行器面板41的大致U形通道42。

尽管通道42被描述为大致U形通道，但是将理解的是，通道42可以是用于容纳氢燃料管线14a、14b的任何合适的形状。例如，通道42可以是V形、欧米伽形或者限定容纳空间的任何其他合适的形状变型。

飞行器面板41和通道42在其中限定了容纳空间48。氢燃料管线14a、14b延伸穿过容纳空间48。容纳空间48被密封成使得从氢燃料管线14a、14b泄漏/排放的任何氢燃料被容纳在容纳空间48内。

氢燃料管线14a、14b可以与通道42间隔开，以减少氢燃料管线14a、14b与通道42之间的热传递。容纳空间48可以保持在真空压力下，以进一步减少氢燃料管线14a、14b与通道42之间的热传递。替代性地，容纳空间48可以容纳有高浓度的惰性气体，比如氮气。惰性气体的浓度可以大于98％或99％。容纳空间48可以基本上不包含氧气，以防止与氢燃料的反应。

氢燃料管线14a、14b可以包括第一燃料管道15a和第二燃料管道15b，第一燃料管道15a包围第二燃料管道15b。这种布置可以为第二燃料管道15b中的氢燃料提供进一步的隔离。

图7示出了其中氢燃料管线14a通过支架50与通道42间隔开的示例。支架50可以包括附接至通道42的壁的一个或更多个夹持部分51。支承部分52可以延伸跨过氢燃料管线14a、14b的至少一部分，以将氢燃料管线14a、14b相对于通道42保持就位。夹持部分51可以与支承部分52一体地形成，或者如例如图7所示，夹持部分51可以单独附接至支承部分52(例如通过紧固件或本领域已知的其他方式)。

将理解的是，在一些示例中，两个或更多个氢燃料管线14a、14b可以沿共同的方向延伸它们的长度的至少一部分。两个或更多个氢燃料管线14a、14b可以执行独立的功能(例如，加燃料管线、返回管线或安全排放管线)，并且/或者可以提供另外的氢燃料管线14a、14b以实现冗余，例如在一个或更多个氢燃料管线14a、14b不可操作或不充分的情况下。在一些示例中，两个或更多个氢燃料管线14a、14b可以位于共用的通道42中。图8示出了其中两个氢燃料管线14a延伸穿过共同的U形通道42的示例。

氢燃料管线14a、14b可以包括一个或更多个接合部，氢燃料管线14a、14b的三个或更多个部段在这些接合部处相交。图3示出了其中氢燃料管线14a包括至少一个T形接合部的示例。

为了解决氢燃料管线14a、14b中的这种发散，通道42可以类似地包括封围氢燃料管线14a、14b的相交部。图9A示出了下述示例：在该示例中，U形通道42利用U形通道42的对应T形接合部封围氢燃料管线14a的T形接合部。然而，将理解的是，该相交部可以是任何合适的形状，例如如图9B所示的大致Y形构型。

通道42基本上在氢燃料管线14a、14b的整个长度上延伸，使得可以在氢燃料管线14a、14b周围限定密封式容纳空间，以用于容纳从氢燃料管线14a、14b泄漏的任何氢燃料。

阀55可以流体连接至密封式容纳空间，使得密封式容纳空间中的任何氢气或其他污染物可以选择性地从容纳空间排出。阀55可以选择性地操作以打开和关闭，使得可以选择性地排出容纳空间的内容物。

阀55可以在第一端部处连接至容纳空间并且在第二端部处连接至大气，使得容纳空间内的内容物可以排空至大气。在一些示例中，阀55可以包括破裂盘，该破裂盘构造成在容纳空间中的压力超过设定压力时释放容纳空间内的气体压力。

如图10所示，在一些示例中，氢燃料管线14a、14b可以延伸穿过飞行器机翼2、3，使得通道42也延伸穿过飞行器机翼2、3。具体地，通道42可以从一个或多个燃料箱12延伸至一个或更多个飞行器发动机9。通道42的一个端部可以包括阀55。

在通道42延伸穿过飞行器机翼2、3的情况下，通道42所附接的飞行器面板41可以包括飞行器1的机翼盒60的翼梁61a、61b或覆盖件62a、62b。

利用这种布置，通道42可以作为子组件预附接至飞行器面板41(即，翼梁61a、61b或覆盖件62a、62b)。以这种方式，当机翼盒60被初始组装时，氢燃料管线14a、14b和通道42的至少一部分可以附接至飞行器面板41。典型地，燃料管线(比如上面讨论的氢燃料管线14a、14b)在机翼盒60已经被组装之后插入到机翼盒60中，例如通过移除下覆盖件28插入到机翼盒60中。然而，机翼盒60的组装部件中的许多部件(例如机翼肋63)破坏了添加燃料管线14a、14b的能力，并且由此需要诸如提供燃料管线14a、14b的多个缩短部段或移除机翼盒60的部件的步骤。这增加了不必要的制造步骤并降低了组装速度。

通过在组装机翼盒60之前将通道42作为子组件附接至飞行器面板41，将明显的是这些困难中的许多困难被克服了。例如，通道42可以附接至飞行器面板42，并且随后附接至多个机翼肋63，从而节省大量组装时间。

在所公开的示例中的一些示例中，通道42可以提供结构支承。在图11所示的示例中，通道42是机翼2、3的沿着飞行器1的机翼2、3的一部分延伸的多个加强件46(仅标记了加强件中的一些加强件)中的一个加强件。

在一些示例中，氢燃料管线14a、14b可以附加地或替代性地沿着并邻近机身4延伸。例如，氢燃料管线14a、14b可以延伸至机身4的压力外壳4a的外部。通过将氢燃料管线14a、14b放置在机身4的压力外壳4a的外部，可能从氢燃料管线14a、14b发生的任何燃料泄漏都被限制在压力外壳4a的外部。

为了确保氢燃料管线14a、14b不暴露于外部气流，氢燃料管线14a、14b可以被整流罩75覆盖。整流罩75具有暴露于飞行器1上的外部气流的外部空气动力学表面。整流罩75在压力外壳4a与整流罩75之间限定非加压空间。

图12示出了下述示例：在该示例中，氢燃料管线14a位于整流罩75与机身4的压力外壳4a之间，使得氢燃料管线14a处于机身4的压力外壳4a的外部。通道42附接至整流罩75，使得在氢燃料管线14a周围限定了密封式容纳空间。

将理解的是，在一些示例中，通道42可以作为子组件预附接至整流罩75。燃料管线14a、14b可以位于通道42中。如同上述机翼盒60的子组件一样，这可以有助于加速对飞行器1的组装。

将理解的是，可以通过任何合适的方式提供通向通道42内的容纳空间的通路。

图13A示出了下述示例：在该示例中，u形通道42的上部部分42a是可移除的，以便提供通向容纳空间的通路。

图13B示出了下述替代性示例：在该示例中，飞行器面板的一部分41a、比如示例上覆盖件62a是可移除的，以便提供通向容纳空间的通路。

在一些示例中，通道42可以与飞行器面板41一体地形成。

图13C示出了其中飞行器面板41和通道42包括纤维增强复合材料的示例。类似地，飞行器面板41可以包括纤维增强复合材料。飞行器面板41和通道42可以一体地形成，例如通过共固化或共结合一体地形成。

将理解的是，图13C中所示的燃料管线14a接触飞行器面板41和通道42，然而在替代性示例中，燃料管线14a、14b可以与飞行器面板41和/或通道42间隔开。

为了降低通道42的渗透性(例如对液态氢或气态氢的渗透性)，U形通道42可以包括金属层44，如图13C所示。

在这样的示例中，燃料管线14a、14b可以经由机翼梢部11接近。例如，燃料管线14a、14b可以通过移除机翼梢部11的至少一部分而插入通道42或从通道42移除。

如先前关于图7所讨论的，氢燃料管线14a、14b可以通过任何合适的方式、比如支架50或类似装置与通道42间隔开。

支架50可以由金属形成。如图14A所示，可以在支架50与氢燃料管线14a、14b之间设置弹性体密封件53，其减少氢燃料管线14a、14b与通道42之间的热传递。

在替代性示例中，如图14B所示，可以形成泡沫间隔件54，其将氢燃料管线14a、14b与通道42分开并减少氢燃料管线14a、14b与通道42之间的热传递。泡沫间隔件54可以被成形或以其他方式切割，以提供用于容纳从氢燃料管线14a、14b排出的任何氢燃料的容纳空间。

在一些示例中，氢燃料管线14a、14b可以在第一端部31与第二端部32之间沿其轴向方向基本不受约束，其中氢燃料管线14a、14b的至少一个端部31、32能够在氢燃料管线14a、14b的轴向方向上移动。

图15示出了下述示例：在该示例中，两个氢燃料管线14b从第一端部处的相应氢燃料箱12延伸至共用的飞行器加燃料端口16。氢燃料管线14a、14b在位于每个燃料箱12处的第一端部31处基本不受约束，并且在位于飞行器1的飞行器加燃料端口16处的第二端部32处附接至共用的联接件21(将理解的是，第二端部可以替代性地或附加地不受约束)。

由于氢燃料14a、14b的端部31、32能够移动以补偿施加至氢燃料管线14a、14b的任何轴向力，因此这种布置有助于减轻施加在氢燃料管线14a、14b上的各种载荷(例如，由机翼弯曲、热膨胀、热收缩施加的载荷或其他载荷)的影响。

在这种情况下，基本不受约束是指氢燃料管线14b的端部没有被固定地附接，但是如果约束允许至少一些相对轴向运动来补偿作用在氢燃料管线14a、14b上的载荷，氢燃料管线14b仍然可以以某种方式在端部31、32处进行附接。

通过提供能够沿其轴向方向移动的氢燃料管线14a、14b，可以减少或消除氢燃料管线14a、14b的管道、联接件、波纹管和其他部件的数目。

如在上述示例中以及图16所示，一个或多个氢燃料管线14a、14b设置在通道42中。为了适应氢燃料管线14a、14b的轴向运动，通道42内部的氢燃料管线14a、14b可以构造成能够相对于通道42移动。

将理解的是，上述示例适用于在飞行器1的任何合适的部件之间延伸并且可以延伸穿过飞行器的任何部段(例如，机翼2、3、机身4或者机翼2、3与机身4之间)的氢燃料管线14a、14b。

图17示出了下述示例：在该示例中，氢燃料箱12位于机身4中，其中多个通道42(容纳氢燃料管线14a)在氢燃料箱12与位于机翼2、3上的相应飞行器发动机9之间延伸。

另外，通道42(容纳氢燃料管线14b)从氢燃料箱12延伸至位于机身4上的飞行器加燃料端口16，但是将理解的是飞行器加燃料端口16可以位于飞行器1上的其他位置。

尽管上述示例示出了包括氢燃料管线14a、14b的飞行器1，所述氢燃料管线14a、14b是直接燃烧液态氢的燃料系统的一部分，但是将理解的是，该燃料系统同样适用于形成包括燃料电池90的任何飞行器动力装置系统的一部分的氢燃料管线14a、14b。

图18示出了下述示例：在该示例中，飞行器1包括配置成给电动马达92供电的燃料电池90，该电动马达92驱动一个或更多个螺旋桨91。通道42(容纳氢燃料管线14a)从氢燃料箱12延伸至燃料电池90中的每个燃料电池，其中氢被燃料电池90转化成电以给(例如)电动马达92供电。

上述示例涉及包括一个燃料箱12的飞行器1，但是将理解的是，飞行器1可以包括任何合适数目的燃料箱12(例如，两个、三个或更多个)。燃料箱12中的一个或更多个燃料箱可以共同定位，以便彼此紧邻定位，并且/或者燃料箱12中的一个或更多个燃料箱可以位于飞行器1上的不同位置。例如，一个或更多个燃料箱12可以位于机翼2、3中，并且一个或更多个燃料箱12可以位于机身4中。燃料箱12可以位于机翼2、3的不同部分中，比如朝向机翼梢部和朝向机翼根部，并且可以位于机身4的不同部分中，例如朝向机身4的机头端部5和机尾端部6。一个或更多个燃料箱12可以安装至飞行器1的外表面，比如安装至燃料吊舱中的机翼2、3。

上述示例涉及位于机翼2、3上的发动机9和/或燃料电池90，但是将理解的是，发动机9和/或燃料电池90可以位于飞行器的任何合适的部件、比如机身4上。

将理解的是，氢燃料管线14a、14b可以指任何合适的氢燃料管线14a、14b布置，包括例如同心布置的两个或三个管道以及各种连接器21、联接件23、波纹管(例如轴向补偿器24)和阀55之间的一个或更多个管道部段。

上述示例将燃料称为氢燃料，然而，将理解的是，这些示例以及所述优点中的许多优点同样适用于适于运载任何低温燃料的燃料管线14a、14b。

在出现词语“或”的情况下，这被解释为表示“和/或”，使得所涉及的项目不一定是相互排斥的，并且可以以任何适当的组合使用。

尽管上面已经参照一个或更多个优选实施方式描述了本发明，但是将理解的是，可以在不脱离如所附权利要求中限定的本发明的范围的情况下做出各种改变或修改。

Claims (21)

1.一种飞行器组件，包括：

飞行器面板；

通道，所述通道附接至所述飞行器面板；

燃料管线，所述燃料管线用于运载低温燃料，所述燃料管线设置在所述通道中；以及

密封式容纳空间，所述密封式容纳空间围绕所述燃料管线，用于容纳从所述燃料管线泄漏的低温燃料，所述容纳空间限定在所述通道、所述燃料管线与所述飞行器面板之间。

2.根据权利要求1所述的飞行器组件，其中，所述燃料管线构造成输送氢燃料，并且优选地输送液态氢燃料。

3.根据权利要求1或2所述的飞行器组件，其中，所述通道包括纤维增强复合材料。

4.根据权利要求3所述的飞行器组件，其中，纤维增强复合材料包括构造成降低所述通道的渗透性的金属层。

5.根据任一前述权利要求所述的飞行器组件，其中，所述飞行器面板包括纤维增强复合材料。

6.根据任一前述权利要求所述的飞行器组件，在所述容纳空间中包括真空或氮气。

7.根据任一前述权利要求所述的飞行器组件，其中，所述通道与所述低温燃料管线间隔开。

8.根据任一前述权利要求所述的飞行器组件，其中，所述燃料管线能够相对于所述通道轴向移动。

9.根据任一前述权利要求所述的飞行器组件，包括流体连接至所述容纳空间的阀。

10.根据权利要求9所述的飞行器组件，其中，所述阀在第一端部处连接至所述容纳空间并且在第二端部处连接至大气。

11.根据任一前述权利要求所述的飞行器组件，其中，所述飞行器面板包括飞行器外蒙皮和/或整流罩。

12.根据任一前述权利要求所述的飞行器组件，包括用于运载低温燃料的两个或更多个燃料管线，所述燃料管线设置在所述通道中。

13.根据任一前述权利要求所述的飞行器组件，其中，所述飞行器面板包括飞行器机翼的翼梁。

14.根据任一前述权利要求所述的飞行器组件，其中，所述飞行器面板包括飞行器机翼的覆盖件。

15.根据任一前述权利要求所述的飞行器组件，包括飞行器机翼，其中，所述通道沿着所述飞行器机翼的至少一部分延伸。

16.根据任一前述权利要求所述的飞行器组件，包括飞行器机翼盒，其中，所述通道位于所述机翼盒内。

17.根据任一前述权利要求所述的飞行器组件，包括飞行器机身，其中，所述通道沿着所述飞行器机身的至少一部分延伸。

18.根据任一前述权利要求所述的飞行器组件，其中，所述通道在用于储存低温燃料的燃料箱与飞行器动力装置之间延伸。

19.根据任一前述权利要求所述的飞行器组件，其中，所述通道在用于储存低温燃料的燃料箱与飞行器加燃料端口之间延伸。

20.一种飞行器，包括根据任一前述权利要求所述的飞行器组件。

21.一种组装飞行器机翼盒的方法，包括：

根据权利要求13或14所述的飞行器组件；

所述方法包括：

将所述飞行器组件附接至一个或更多个飞行器机翼肋。