JP2003535738A - Aircraft fuel system - Google Patents
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Classifications
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- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
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- B64D37/00—Arrangements in connection with fuel supply for power plant
- B64D37/02—Tanks
- B64D37/14—Filling or emptying
- B64D37/20—Emptying systems
- B64D37/22—Emptying systems facilitating emptying in any position of tank
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- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Cooling, Air Intake And Gas Exhaust, And Fuel Tank Arrangements In Propulsion Units (AREA)
Abstract
(57)【要約】 燃料タンク１０と燃料タンク１０からエンジン２２へ燃料１２を送るポンプ１４とを備えた航空機燃料システム。レセプタクル１６を備えていて燃料をポンプから受領して燃料貯めに送る。ダクト２０が用意されそこを通って燃料１２が、ポンプからの燃料供給が妨げられるか十分なレートで供給されないかが航空機の正常飛行状態で生じたときには、重力により供給される。 (57) Abstract: An aircraft fuel system including a fuel tank 10 and a pump 14 for sending the fuel 12 from the fuel tank 10 to the engine 22. It has a receptacle 16 for receiving fuel from the pump and sending it to a fuel reservoir. A duct 20 is provided through which fuel 12 is supplied by gravity when fueling from the pump is interrupted or not supplied at a sufficient rate during normal flight conditions of the aircraft.
Description
【０００１】
発明の属する技術分野
この発明は、航空機燃料システムに係り、限定するわけではないが、とくに翼
搭載（ウィングマウント）のエンジンをもつ航空機の燃料システムに関する。FIELD OF THE INVENTION The present invention relates to aircraft fuel systems, and in particular, but not exclusively, to aircraft fuel systems having wing-mounted engines.
【０００２】
従来の技術
ある種の航空機では、燃料はエンジンに向けてポンプにより供給され、ポンプ
は燃料を航空機上の、例えば航空機翼の一部にある、燃料タンクの１番下の部分
から抽き出している。In some aircraft, fuel is pumped toward the engine, which extracts fuel from the bottom of the fuel tank on the aircraft, eg, on a portion of an aircraft wing. It's coming out.
【０００３】
飛行中はタンク内の燃料は動き回る傾向にあり、例えばポンプへの入口がカバ
ーされていない状態になることが原因となってエンジンへの燃料供給に誤作動を
生ずるといった問題を回避するシステムをもつことが必要となる。航空機にとっ
ての負の重力加速度（ネガティブ“ｇ”）状態もまた燃料供給にとって同様の効
果を有している。このような状態では、空気がシステム内に入ることが可能で、
空気放出バルブが混入した空気を抜くために通常は用意されている。空気供給圧
力は著しく低減することができ、その条件は空気がポンプに到達する場合であり
、空気抜き（エアレリーズ）バルブはこのことを妨げるものではない。During flight, the fuel in the tank tends to move around, avoiding the problem of malfunctioning the fuel supply to the engine due to, for example, uncovered inlets to the pump. It is necessary to have a system. Negative gravitational acceleration (negative "g") conditions for aircraft also have a similar effect on fueling. In this condition, air can enter the system,
An air release valve is usually provided to evacuate the entrained air. The air supply pressure can be significantly reduced, the condition being that the air reaches the pump and the air release valve does not prevent this.
【０００４】
発明が解決しようとする課題
この発明の目的は改良された燃料システムを提供することであり、このシステ
ムは上記慨説の問題を最小のものとする。The object of the present invention is to provide an improved fuel system, which minimizes the problems of the above myths.
【０００５】
課題を解決するための手段
この発明の一特徴によると、燃料タンクと燃料タンクからエンジンへ燃料を送
るポンプとを備えた航空機燃料システムが提供されており、レセプタクルを備え
ていて燃料をポンプから受領して燃料貯めに送り、そこからエンジンは、ポンプ
からの燃料供給が妨げられるか十分なレートで供給されないかが航空機の正常飛
行状態で生じたときには、重力により供給されるようにされている。According to one aspect of the invention, there is provided an aircraft fuel system including a fuel tank and a pump for delivering fuel from the fuel tank to an engine, the fuel system including an receptacle and a fuel tank. It is received from the pump and sent to a fuel reservoir from which the engine will be gravity fed when the fuel supply from the pump is interrupted or not delivered at a sufficient rate during normal flight conditions of the aircraft. ing.
【０００６】
このような構成を備えると、レセプタクル内の燃料貯め（レザボア）は上述の
問題を最小のものとし、その理由はレセプタクルからの燃料流がポンプからの燃
料流の一時的な中断によって直接影響されなくなることによる。燃料貯めを用意
することはまたエンジンに空気が到達するのを回避する助けともなり、その結果
システム用の空気バルブはもはや必要でなくなる。With such a configuration, the fuel reservoir (reservoir) in the receptacle minimizes the above problems because the fuel flow from the receptacle is directly due to the temporary interruption of the fuel flow from the pump. Because it will not be affected. Providing a fuel reservoir also helps prevent air from reaching the engine so that the air valve for the system is no longer needed.
【０００７】
レセプタクルに入った空気はその中にある手段を通って逃げ出すことができて
、それによりエンジンへ空気が到達する危険を最小とする。Air entering the receptacle can escape through the means contained therein, thereby minimizing the risk of air reaching the engine.
【０００８】
レセプタクルは航空機が正常飛行状態にあるときには燃料充満状態を保つのが
好い。[0008] The receptacle preferably remains fuel full when the aircraft is in normal flight.
【０００９】
レセプタクルからエンジンへ通ずるダクトがレセプタクルの下端の上に位置し
た入口を有していてよい。航空機が一時的に負の“ｇ”状態を体験する事象では
、燃料をレセプタクルの下端の上へ持ち上げる傾向にあり、レセプタクルの下端
と入口との間でレセプタクル内に十分な燃料があることになって負の“ｇ”状態
の継続期間の少くとも残りの部分にわたってエンジンへの供給が可能となる。A duct leading from the receptacle to the engine may have an inlet located above the lower end of the receptacle. In the event that the aircraft experiences a temporary negative “g” condition, it tends to lift the fuel above the lower end of the receptacle, resulting in sufficient fuel in the receptacle between the lower end of the receptacle and the inlet. The negative "g" state for at least the remainder of the duration of supply to the engine.
【００１０】
好ましい実施例では、レセプタクルは燃料タンク自体の内に置かれ、レセプタ
クルに対する入口は燃料内に浸されるようにするのがよい。In the preferred embodiment, the receptacle is located within the fuel tank itself, and the inlet to the receptacle is preferably submerged in the fuel.
【００１１】
また好ましい実施例では、ポンプが燃料タンク内に置かれていて、燃料内に浸
されるようにできる。Also in a preferred embodiment, the pump may be located in the fuel tank and submerged in the fuel.
【００１２】
利用可能な燃料を最大とするために、レセプタクルは燃料に対して横向き（ト
ランスバース）部分をもち、それがその端位置もしくは近傍から上へ延びるよう
にできる。To maximize the available fuel, the receptacle may have a transverse portion with respect to the fuel, which extends upwards from or near its end position.
【００１３】
この発明の第二の特徴によると、この発明の第１の特徴もしくはその範疇に属
する燃料システムをその内部に有する航空機翼が提供されている。このような場
合にレセプタクルは上側と下側との部分（セクション）を有し、該上側の部分は
下側の部分に対して横向きであり、かつ下側の部分の上端の位置もしくはその近
傍から例えば上方に延びている。According to a second aspect of the present invention, there is provided an aircraft wing having therein a fuel system belonging to the first aspect of the present invention or the category thereof. In such a case, the receptacle has upper and lower portions (sections), the upper portion being lateral to the lower portion, and from the position of the upper end of the lower portion or the vicinity thereof. For example, it extends upward.
【００１４】
発明の実施の形態
この発明による航空機燃料システムを例をあげて添付の図面を参照して記述し
て行く。Embodiments of the Invention An aircraft fuel system according to the present invention will be described by way of example with reference to the accompanying drawings.
【００１５】
図１を参照すると、燃料タンク１０は航空用燃料１２とポンプ１４とを含んで
いる。ポンプ１４はタンク１０の底に置かれているが、他のところにも等しく置
くことができ、その条件はポンプがタンク内の最低位点から燃料を抽き出せるこ
とである。直立したレセプタクル１６がタンク１０内に適切にマウントされ、そ
の下側の端ではタンク１０から閉じていることが図１から見える。レセプタクル
１６はその下側の端で入口ダクト（インレットダクト）１８と放出ダクト（デリ
バリイダクト）２０とに接続されている。入口ダクト１８はポンプ１４に接続さ
れ、放出ダクト２０は航空機エンジン２２に接続されている。レセプタクル１６
の上側の端には小直径のパイプ２４が備えてある。Referring to FIG. 1, fuel tank 10 contains aviation fuel 12 and pump 14. The pump 14 is located at the bottom of the tank 10, but could be located elsewhere as well, the condition being that the pump be able to extract fuel from the lowest point in the tank. It can be seen from FIG. 1 that the upright receptacle 16 is properly mounted in the tank 10 and is closed from the tank 10 at its lower end. The receptacle 16 is connected at its lower end to an inlet duct (inlet duct) 18 and a discharge duct (delivery duct) 20. The inlet duct 18 is connected to the pump 14 and the discharge duct 20 is connected to the aircraft engine 22. Receptacle 16
At its upper end is a small diameter pipe 24.
【００１６】
使用時には、ポンプ１４（例えばロトダイナミック（回転する機械式）ポンプ
である）は燃料１２をエンジン２２にポンプで送って、レセプタクル１６を燃料
で充満する。正常の飛行状態では、レセプタクル１６は燃料ポンプ１４により燃
料を一杯に保ち、またパイプ２４は過剰の燃料としてレセプタクルの供給された
ものを溢れ出してタンク１０に戻るようにする。例えばタンク１０内部での燃料
１２の動きが原因となってポンプ１４からの燃料供給に一時的な中断という事象
があると、レセプタクル１６は燃料だめとしてヘッド（レベル差）Ｈのものを用
意し、これが短期間に対してエンジン２２への燃料供給を維持するのに十分なも
のとなっている。ヘッドＨは、レセプタクルから燃料が出て行くのにつれて減少
するものであり、レセプタクル内の燃料が重力によって満足できる供給レートで
放出ダクト２０へ向けて放出できるようにさせる。もし空気がポンプ内に入ると
、これはその入口ポートもしくは吸引パイプがカバーされていなくなることによ
るのであるが、空気はレセプタクル１６に単純に入ることになり、そこにある燃
料１２の柱を通って泡が立ち上り、結果的にパイプ２４を通って逃げ出して行く
。In use, pump 14 (eg, a rotodynamic (rotating mechanical) pump) pumps fuel 12 to engine 22 to fill receptacle 16 with fuel. In normal flight conditions, the receptacle 16 keeps the fuel full by the fuel pump 14 and the pipe 24 causes excess supply of the receptacle to overflow into the tank 10 as excess fuel. For example, if there is a temporary interruption in the fuel supply from the pump 14 due to the movement of the fuel 12 inside the tank 10, the receptacle 16 prepares a head (level difference) H as a fuel reservoir, This is sufficient to maintain the fuel supply to the engine 22 for a short period of time. The head H, which decreases as the fuel exits the receptacle, allows the fuel in the receptacle to be ejected towards the ejection duct 20 by gravity at a satisfactory feed rate. If air enters the pump, this is because its inlet port or suction pipe is no longer covered, but it will simply enter the receptacle 16 and pass through the pillars of fuel 12 there. The bubbles rise and eventually escape through the pipe 24.
【００１７】
航空機が負の“ｇ”状態に立入る場合には、放出ダクトへの入口２６はカバー
されていなくなってもよい。この場合には放出ダクト２０内には若干の燃料があ
って、短時間はエンジン２２にパワーを与えることになる。放出ダクト２０への
入口がこのようにしてカバーされていない状態となる場合は、空気がダクト２０
に入ってよいことになる。図２と３とに示したシステムはこの可能性を最小とす
るのを助けている。When the aircraft enters a negative “g” condition, the inlet 26 to the discharge duct may be uncovered. In this case, there is some fuel in the discharge duct 20 and powers the engine 22 for a short time. If the inlet to the discharge duct 20 is left uncovered in this way, air is introduced into the duct 20.
It will be good to enter. The system shown in FIGS. 2 and 3 helps to minimize this possibility.
【００１８】
ここで図２と３とを見ると、タンク１０は２つのポンプ１４を収納していて、
このポンプが燃料１２を僅かに違った形のレセプタクル１６にポンプで送ってい
る。図２から分ることは、放出ダクト２０の入口２６がレセプタクル１６の閉じ
た下側の端から距離Ｓだけ離れており、またレセプタクルは単方向性入口バルブ
２７を下側の端に隣接する側壁内に有していることである。例えば負の“ｇ”状
態を航空機が体験したことが原因となって、ポンプ１４からの燃料の流れが一時
的に中断される事象では、燃料１２はタンク内で上昇して、下側表面が図２内の
１２ａで示した位置に来るようになる。このような場合には、ポンプはカバーさ
れない状態となって、ポンプからレセプタクル１６への流れの中断に通ずること
になる。しかしながら、十分な燃料がレセプタクル１６内の放出ダクト２０とレ
セプタクル１６の閉じた下側の端との間にあって、レセプタクル１６からエンジ
ン２２に向け短時間にわたって燃料の供給を十分に維持でき、例えば燃料２０リ
ットルで５秒という値となる。パイプ２４を通ってレセプタクルから燃料の若干
のもれがあるけれどもこのもれは著しいものとはならず、その理由はパイプ２４
の断面寸法はレセプタクル１６の断面寸法に比較して小さいことによる。Referring now to FIGS. 2 and 3, the tank 10 contains two pumps 14,
This pump pumps fuel 12 into a slightly different shaped receptacle 16. It can be seen from FIG. 2 that the inlet 26 of the discharge duct 20 is separated from the closed lower end of the receptacle 16 by a distance S, and the receptacle has a unidirectional inlet valve 27 adjacent the lower end of the side wall. It is to have in. In the event of a temporary interruption of fuel flow from pump 14 due to, for example, an aircraft experiencing a negative "g" condition, fuel 12 rises in the tank and the lower surface It comes to the position shown by 12a in FIG. In such a case, the pump will be left uncovered, leading to an interruption of the flow from the pump to the receptacle 16. However, sufficient fuel is present between the discharge duct 20 in the receptacle 16 and the closed lower end of the receptacle 16 to provide a sufficient fuel supply from the receptacle 16 to the engine 22 for a short period of time, such as fuel 20 The value is 5 seconds in liters. Although there is some leakage of fuel from the receptacle through pipe 24, this leakage is not significant because pipe 24
This is because the cross-sectional size of the is smaller than the cross-sectional size of the receptacle 16.
【００１９】
正常の飛行状態におけるポンプ１４からの流れの中断の間に、入口（取り込み
）バルブ２７は開くことができて、タンク１２内の燃料のレベル以下にレセプタ
クル１６内の燃料レベルが落ちないようにする。ポンプからの流れが一旦再開さ
れると、残りの燃料１２でレセプタクル１６を充満するのに必要とするものがポ
ンプ１４により直ちに供給される。また、ポンプ故障という事象では、あるいは
ポンプがオフに切換えられたとすると、入口バルブ２７はレセプタクル１６内の
燃料１２のレベルがタンク１０内の燃料のものと同じに留ることが可能となる。
このようにして、燃料供給の尺度（メジヤー）が維持されることができるが、そ
の条件はタンク内の燃料レベルが放出ダクト２０の入口より下に落ちないことと
する。During interruption of flow from the pump 14 during normal flight conditions, the inlet (intake) valve 27 can be opened to prevent the fuel level in the receptacle 16 from dropping below the fuel level in the tank 12. To do so. Once the flow from the pump is resumed, the pump 14 immediately supplies what is needed to fill the receptacle 16 with the remaining fuel 12. Also, in the event of a pump failure, or if the pump is switched off, the inlet valve 27 allows the level of fuel 12 in the receptacle 16 to remain the same as that of the fuel in tank 10.
In this way, a measure of fuel supply can be maintained, provided that the fuel level in the tank does not fall below the inlet of the discharge duct 20.
【００２０】
図４では、このシステムが航空機内でどのように配設することができるかを見
ることができ、とくに航空機翼２９であって胴体２９ａから延在する翼内でどの
ように配設することができるかを示している。図１と３とに示した部品に対応す
る部品には同じ参照番号が付してあり、詳述は避ける。In FIG. 4 it can be seen how this system can be arranged in an aircraft, in particular in an aircraft wing 29, which extends from the fuselage 29a. Show what you can do. Parts corresponding to those shown in FIGS. 1 and 3 are given the same reference numerals and will not be described in detail.
【００２１】
ポンプ１４は吸引（サクション）ポンプ２８であり、タンク１０の最低点から
燃料をすくいあげる。１０ａ，１０ｂ，１０ｃに示したようにいくつかの追加の
燃料タンクが用意されている。レセプタクル１６は図２に示したレセプタクルと
同種のものであるが、その下側部分３０が横向きの上側部分３０によりその上側
の端で延びている。この横向き部分３１はパイプがその上側の端にあって、燃料
１２を受取る。便利なのは横向き部分３１が翼のダイヘドラル角（上反角）と同
じ角度で上方向に傾いていて、それにより、隣接するウイングスキン（翼外板）
３２の内側表面に追随できることである。放出ダクト２０は図２のようになって
いる。The pump 14 is a suction pump 28, which scoops fuel from the lowest point of the tank 10. Several additional fuel tanks are provided as shown at 10a, 10b, 10c. The receptacle 16 is similar to the receptacle shown in FIG. 2, but its lower portion 30 extends at its upper end by a laterally oriented upper portion 30. This lateral portion 31 has a pipe at its upper end and receives the fuel 12. Conveniently, the lateral portion 31 is tilted upward at the same angle as the wing's dihedral angle (dihedral angle), which allows adjacent wing skins (wing skins).
The inner surface of 32 can be followed. The discharge duct 20 is as shown in FIG.
【００２２】
図４に示した燃料システムは図２と３のものと同じやり方で動作するが上側に
延びた横向き部分３０はもっと大量の燃料貯めを用意している。The fuel system shown in FIG. 4 operates in the same manner as that of FIGS. 2 and 3, but the upwardly extending lateral portion 30 provides a larger fuel reservoir.
【図１】 この発明による燃料システムを示す航空機燃料タンクの正面図。[Figure 1] 1 is a front view of an aircraft fuel tank showing a fuel system according to the present invention.
【図２】
図１と同様の正面図であるが、この発明による燃料システムの別のバージョン
を示す図。2 is a front view similar to FIG. 1, but showing another version of the fuel system according to the invention.
【図３】 図２に示す燃料タンクの平面図。[Figure 3] FIG. 3 is a plan view of the fuel tank shown in FIG. 2.
【図４】
図２と３の燃料システムが実際に使用できるやり方を示す航空機翼の翼長方形
の断面図。FIG. 4 is a cross-sectional view of a wing rectangle of an aircraft wing showing how the fuel system of FIGS. 2 and 3 may actually be used.
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (81)指定国 ＥＰ(ＡＴ，ＢＥ，ＣＨ，ＣＹ， ＤＥ，ＤＫ，ＥＳ，ＦＩ，ＦＲ，ＧＢ，ＧＲ，ＩＥ，Ｉ Ｔ，ＬＵ，ＭＣ，ＮＬ，ＰＴ，ＳＥ)，ＯＡ(ＢＦ，ＢＪ ，ＣＦ，ＣＧ，ＣＩ，ＣＭ，ＧＡ，ＧＮ，ＧＷ，ＭＬ， ＭＲ，ＮＥ，ＳＮ，ＴＤ，ＴＧ)，ＡＰ(ＧＨ，ＧＭ，Ｋ Ｅ，ＬＳ，ＭＷ，ＭＺ，ＳＤ，ＳＬ，ＳＺ，ＴＺ，ＵＧ ，ＺＷ)，ＥＡ(ＡＭ，ＡＺ，ＢＹ，ＫＧ，ＫＺ，ＭＤ， ＲＵ，ＴＪ，ＴＭ)，ＡＥ，ＡＧ，ＡＬ，ＡＭ，ＡＴ， ＡＵ，ＡＺ，ＢＡ，ＢＢ，ＢＧ，ＢＲ，ＢＹ，ＢＺ，Ｃ Ａ，ＣＨ，ＣＮ，ＣＲ，ＣＵ，ＣＺ，ＤＥ，ＤＫ，ＤＭ ，ＤＺ，ＥＥ，ＥＳ，ＦＩ，ＧＢ，ＧＤ，ＧＥ，ＧＨ， ＧＭ，ＨＲ，ＨＵ，ＩＤ，ＩＬ，ＩＮ，ＩＳ，ＪＰ，Ｋ Ｅ，ＫＧ，ＫＰ，ＫＲ，ＫＺ，ＬＣ，ＬＫ，ＬＲ，ＬＳ ，ＬＴ，ＬＵ，ＬＶ，ＭＡ，ＭＤ，ＭＧ，ＭＫ，ＭＮ， ＭＷ，ＭＸ，ＭＺ，ＮＯ，ＮＺ，ＰＬ，ＰＴ，ＲＯ，Ｒ Ｕ，ＳＤ，ＳＥ，ＳＧ，ＳＩ，ＳＫ，ＳＬ，ＴＪ，ＴＭ ，ＴＲ，ＴＴ，ＴＺ，ＵＡ，ＵＧ，ＵＳ，ＵＺ，ＶＮ， ＹＵ，ＺＡ，ＺＷ─────────────────────────────────────────────────── ─── Continued front page (81) Designated countries EP (AT, BE, CH, CY, DE, DK, ES, FI, FR, GB, GR, IE, I T, LU, MC, NL, PT, SE), OA (BF, BJ , CF, CG, CI, CM, GA, GN, GW, ML, MR, NE, SN, TD, TG), AP (GH, GM, K E, LS, MW, MZ, SD, SL, SZ, TZ, UG , ZW), EA (AM, AZ, BY, KG, KZ, MD, RU, TJ, TM), AE, AG, AL, AM, AT, AU, AZ, BA, BB, BG, BR, BY, BZ, C A, CH, CN, CR, CU, CZ, DE, DK, DM , DZ, EE, ES, FI, GB, GD, GE, GH, GM, HR, HU, ID, IL, IN, IS, JP, K E, KG, KP, KR, KZ, LC, LK, LR, LS , LT, LU, LV, MA, MD, MG, MK, MN, MW, MX, MZ, NO, NZ, PL, PT, RO, R U, SD, SE, SG, SI, SK, SL, TJ, TM , TR, TT, TZ, UA, UG, US, UZ, VN, YU, ZA, ZW
Claims (14)
を備えた航空機燃料システムであって、レセプタクルを備えていて燃料をポンプ
から受領して燃料貯めに送り、ポンプからの燃料供給が妨げられるか十分なレー
トで供給されないかが航空機の正常飛行状態で生じたときには、エンジンは燃料
貯めから重力により供給されるようにされている航空機燃料システム。1. An aircraft fuel system comprising a fuel tank and a pump for delivering fuel from the fuel tank to an engine, the aircraft fuel system comprising a receptacle for receiving fuel from the pump and delivering it to a fuel reservoir for fuel supply from the pump. The engine fuel system is designed to be gravity fed from a fuel reservoir when the engine is blocked or not delivered at a sufficient rate during normal flight conditions of the aircraft.
手段を有している請求項１記載の航空機燃料システム。2. The aviation fuel system of claim 1, wherein the receptacle has means through which air can escape.
きに空気がレセプタクルに入れるようにされている請求項２記載の航空機燃料シ
ステム。3. The aviation fuel system of claim 2 wherein the means is adapted to allow air to enter the receptacle as fuel flows from the receptacle to the engine.
ば燃料タンクに戻るように、そこから流れ出ることができる請求項２または３記
載の航空機燃料システム。4. An aviation fuel system according to claim 2 or 3, wherein said means are capable of flowing excess fuel supplied to said receptacle therefrom, such as returning to a fuel tank.
態に正常時に保たれている請求項１ないし４のいずれか１項記載の航空機燃料シ
ステム。5. The aircraft fuel system according to any one of claims 1 to 4, wherein the receptacle is normally kept in a state filled with fuel by the fuel pump.
セプタクルの下端の上に位置した入口を有している請求項１ないし５のいずれか
１項記載の航空機燃料システム。6. The aircraft fuel system according to claim 1, wherein a duct leading from the receptacle to the engine has an inlet located above a lower end of the receptacle.
いて、燃料が必要時に前記燃料タンクから直接にレセプタクルに入ることができ
るようにされている請求項１ないし６のいずれか１項記載の航空機燃料システム
。7. An inlet device, such as a valve, associated with the receptacle to allow fuel to enter the receptacle directly from the fuel tank when needed. The aircraft fuel system according to the paragraph.
１ないし７のいずれか１項記載の航空機燃料システム。8. The aircraft fuel system according to claim 1, wherein the receptacle is placed in the fuel tank.
れているものを有する請求項８記載の航空機燃料システム。9. The aircraft fuel system of claim 8, wherein the lower end of the receptacle has an inlet submerged in the fuel during use.
９のいずれか１項記載の航空機燃料システム。10. The aviation fuel system according to claim 1, wherein the pump is located in a fuel tank.
請求項１ないし１０のいずれか１項記載の航空機燃料システム。11. The aviation fuel system according to claim 1, wherein the pump is immersed in the fuel in a normal state during use.
部分は下側の部分に対して横向きであり、かつ下側の部分の上端の位置もしくは
その近傍から例えば上方に延びている請求項１ないし１１のいずれか１項記載の
航空機燃料システム。12. The receptacle has upper and lower portions, the upper portion being lateral to the lower portion, and the upper portion being at or near the upper end of the lower portion. 12. An aviation fuel system according to any one of claims 1 to 11 extending to the.
有する航空機翼。13. An aircraft wing comprising the fuel system according to any one of claims 1 to 12.
角度でその上端の位置もしくはその近傍から上方に延びている燃料用の横向き部
分を有している請求項１３記載の航空機翼。14. The receptacle has a lateral portion for fuel extending upwardly from or near its upper end at an angle substantially corresponding to the dihedral angle of the airfoil. Aircraft wing as described.
Applications Claiming Priority (3)
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- 2000-10-17 AU AU78080/00A patent/AU7808000A/en not_active Abandoned
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
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| A02 | Decision of refusal |
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