JP2012504521A - 燃料タンクの爆発危険性を減らすための安全システム - Google Patents

Abstract

燃料タンクの爆発危険性を減らすための安全システムは、少なくとも１つの流体源と、流体の入口（２２）および出口（２４）を有する少なくとも１つの流体容器（１０）とを含む。流体容器（１０）は、少なくともいくつかの領域においてフレキシブルで、かつ、燃料タンク（４）の中空空間の内部に配置されることができるように設計される構造を有する。燃料タンク（４）の上部にできる空間を本質的に占有している中空空間内に流体が流入するとき、この中空空間は、流体容器（１０）とともに、燃料（１２）よりも上方に位置している。このようにして、燃料タンク内部のフリーエアの量の存在を回避することは可能であり、これは、潜在的に爆発性の混合気のいかなる構成にも反対に作用し、このようにして爆発危険性を減らす。
【選択図】図１ａ

Description

［関連出願の参照］
この出願は、２００８年１０月２日に出願のドイツ国特許出願番号第１０ ２００８ ０５０ ３７３．８号の、および、２００８年１０月２日に出願の米国仮特許出願番号第６１／１９４，９４８号の、出願日の利益を請求するものであり、それらの出願の開示は、ここに、参照により本明細書に組み込まれる。

［技術分野］
本発明は、燃料タンクの爆発危険性を減らすための安全システム、この種の安全システムの使用、および、爆発危険性を減らすための安全システムを備える航空機、に関する。

一般的に言って、完全に満タンではない燃料タンクにおいて、燃料とそれより上方の空気を含む中空空間との間の境界面には、特定の温度およびそれに対応する圧力で、空気と燃料ガスとの潜在的に爆発性のある混合気が発生するという危険がある。スパークまたはいくつかの他の点火源の結果として、この混合気は、点火されることがありえて、そして燃料タンクの爆発に結びつくことがありえる。特に、燃料タンクが航空機のものである場合には、これは、破局的な影響を有し、そして乗員および乗客を含む航空機の損失を生じさせるおそれがある。

このために、例えば、ＦＡＡは、航空機の爆発危険性の減少を定める導入された指令を有する。この課題に対する既知の解決策は、酸素を消尽されたガスまたは十分に不活性化されたガスである保護ガスを、航空機の燃料タンクの内部に導入することから成る。これは、酸素の欠乏のため、燃料タンクの内部に現れる混合気が不燃性であるということに結びつく。したがってドイツ国特許出願番号第１０ ２００５ ０５４８８５ Ａ１号および米国特許出願番号第２００７／０１１１０６０ Ａ１号から、燃料タンクの爆発危険性を減らすための安全システムは既知であり、このシステムにおいて、酸素を消尽された空気は、航空機のすでに設置された燃料電池から発生して、燃料タンクに供給される。しかしながら、これは、保護ガスが、燃料の品質に負の影響を有する非常に高い相対大気湿度を含むという課題と関連する。酸素を消尽された空気を除湿するために、凝縮装置が必要である。保護ガスから得られる水は、他の目的のために後で再利用されることができる。安全システムの凝縮装置の結果、航空機の総重量は、かなり増加する。さらに、航空機が地上にあるときに、気化したケロシンは、燃料タンクの換気システムから大気へ放出される。

燃料タンクが爆発する危険を減らすための安全システムを提案することは、本発明の目的であり、この安全システムは、できるだけ単純で、かつ、できるだけ軽量であるにもかかわらず、燃料タンクの爆発危険性を確実に減らすように設計される。気化したケロシンが、可能な限り最も小さな範囲にしか放出されないことは、本発明のさらなる目的である。さらにまた、不活性化された空気を用いて、より低価格の凝縮装置を提案することは、本発明の目的でもよい。

この目的は、独立請求項１の特徴による、燃料タンクの爆発危険性を減らすための安全システムによって果たされる。

本発明の第１の重要な態様は、流体の入口および出口を有する流体容器を含む本発明による安全システムから成り、流体容器は、少なくともいくつかの領域においてフレキシブルで、かつ、燃料タンクの中空空間の内部に配置されることができるように設計される構造を有し、燃料タンクの上部にできる空間を本質的に占有している中空空間内に流体が流入するとき、中空空間は、流体容器とともに、燃料よりも上方に位置している。これは、完全に満タンでない燃料タンク内部に通常存在する中空空間が、本発明による流体容器の形状をしたボディによって占められることを意味し、このボディを通って、流体は好ましくは永久に流れる。流体は、流体容器の入口から入り、出口を通って流体容器から去る。流体が流入し、そして、出口の限られた流出開口の結果として遅れをともなって最初に流体が流出する結果、流体容器は、フレキシブルであるので拡大する。中空空間が流体容器によって本質的に完全に占められるように、流体容器は拡大することができる。これはそれ自体、燃料と中空空間との間の境界面で、可燃性の混合気が形成される状況を防止する。その理由は、この種の混合気が形成されるためのフリーエアの量が実際には存在しないからである。

温度上昇につれての潜在的な容積膨張のため、監督官庁の１つの要求条件は、燃料より上方に燃料タンクの量の２％の自由空間を定める。本発明の使用にともなって、この種の自由空間を提供することがまだ要求される場合、前記自由空間は、追加的なスポンジのようなボディによって、または、追加的な断熱材によって満たされることができる。

本発明が航空機用の燃料タンクに関する場合、流体容器の本発明の実施形態は、温度による膨張の影響が、燃料タンクの、または、本発明による流体容器の破壊に結びつかないことを確実にする。燃料タンクの破裂に結びつくかもしれないこの種の圧力上昇は、出口の開放によって防止される。

本発明による流体容器内に、入口を通して流体が永久に流入しない状況における燃料タンクへの損害を防止するために、圧力安全弁が、本発明による流体容器の入口および／または出口に配置されるという点で、燃料タンクに対する、そして、本発明による流体容器に対する損害は防止されることができる。これに代わるものとして、破裂するディスクの提供が考えられるが、これは、１回限りの活性化の後、交換されなければならない。しかしながら、これは、特に費用対効果のよい対策でありえる。このようにして、例えばわずかな温度上昇の場合に、燃料が膨張することは可能であり、その一方で、本発明による流体容器は大きさが縮小する。

ポジティブな副次効果は、従来のタンク換気システムが、本発明による安全システムの結果として、除去されることができるという事実によって、提供される。燃料補給する間、燃料タンク内部の圧力レベルが周囲レベルでとどまるように、そして、いかなる損害も排除されることができるように、空気が燃料タンクから逃げることは必要である。本発明による安全システムの使用によって、十分な空気が流体容器の出口から流出することができ、この空気は、流体容器を縮小させて、したがって、燃料タンクに入る燃料のために十分な空間を提供する。従来の換気システムにおいて通常発散する気化した燃料はもはや存在しない。その理由は、流体容器から発散している空気は、燃料と直接接触していないからである。

特に好ましくは、本発明による流体容器は、本質的に平坦な上部および本質的に平坦な底部を含む。平坦な底部は、本発明による流体容器を、燃料の表面と同一平面にあるように、可能な限り最も広い範囲につなげるのに役立つ。これは、燃料タンクの内部に残っているフリーエアの量が最小にされうることを確実にすることができる。平坦な上部は、例えば、燃料タンクも本質的に平坦な表面を含む場合に、有利でありえる。しかしながら、底部および上部が燃料タンクの対応する表面に容易に適合することができるように、原則として、ゴムのような弾性材料または、いくつかの他のゴムに似た材料から、上部および底部を製作することも、特に賢明である。

特に好ましくは、本発明による流体容器は、流体容器の上部と底部との間の高さが可変なつなぎとして、少なくとも１つのフレキシブルな側方からみた表面（ｌａｔｅｒａｌ ｓｕｒｆａｃｅ）を含む。必要に応じて、これは、本発明による流体容器の柔軟性が、少なくとも１つの側方からみた表面の高さ可変性によって確実にされる一方で、本発明による流体容器の上部および底部の対応する決まった設計を可能にすることができる。アコーディオンに見られるような蛇腹状の遷移（ｂｅｌｌｏｗｓ−ｓｈａｐｅｄ ｔｒａｎｓｉｔｉｏｎ）が、非常に大きい量をともなって、本発明による流体容器を提供することができることは、特に有利なことが示される。

好ましくは、本発明による流体容器の入口は、流体源に接続されるように設計されている。この接続は、対応するライン、管などによって行われることができ、この接続は、変更不可能で、一定不変で、および固定式である必要はなく、対応する切換弁、方向弁、圧力安全弁、逆止弁、および他の弁によって補完されることもできる。

水の目標とする凝縮のために、本発明による安全システムは、少なくとも１つの接触面をさらに含み、これは、例えば、底部が燃料に隣接している流体容器の底部によって実現されることができる。一般的に言って、流体容器の上部もこれに適しており、側方からみた表面と同じように、これらの表面の提供された１つは、低温の媒体または材料とつながっている。

本発明による安全システムにおいて、種類が多様でありえる流体源が、用いられる。それらの重量が軽いため、とりわけガス状の流体、および特に空気が考慮されることができ、この空気は、好ましくは酸素が消尽された、または完全に不活性である、ことができる。本発明は、上記に限られておらず、その代わりに、任意の不燃性のガス、または酸化剤として使用するガス、あるいは適用できる場合は液体、の使用も考慮することができる。流体源は、しかしながら、発電中、流入空気の酸素を減少させ、そして、排ガス接続で、比較的湿った排ガスを提供する燃料電池であることが、特に好ましい。燃料タンクの内部において、可燃性の混合気を形成するためのフリーエアの量もないし、本発明による流体容器の形態の別個のボディの内部において、漏出等の場合に、可燃性の混合気を形成するために燃料タンクに空気が流入する危険もないように、この排ガスは、本発明による流体容器に流入することができる。

例えば燃料電池から、流体として湿り空気を用いるとともに、水を排出するためのドレンを備えることは、賢明であり、そして、本発明による流体容器にとって好ましい。燃料に対する、燃料タンクの上部に対する、そして、おそらく燃料タンクの側方からみた表面に対する、本発明の流体容器の接触面は、低温壁を提供し、この低温壁上で、流入空気に含まれる水蒸気は凝縮し、そして、例えば、本発明による流体容器の底部に集まる。ドレンの統合によって、この比較的きれいな水は、取り除かれることができ、そして、例えば航空機における本発明の安全システムの使用によって、化粧室空間等のさらなる使用に提供されることができる。さらにまた、この水は、燃料電池の能動的な冷却のために使用されることができる。

さらにまた、本発明による安全システムは、非燃焼炭化水素用の少なくとも１つのセンサを含むことが好ましく、このセンサは、本発明による流体容器の出口に好ましくは配置されることができる。これに代わるものとして、センサは、ドレンの領域内に配置されることもでき、そして、凝縮水における非燃焼炭化水素を検出することもできる。仮に、本発明による流体容器が、燃料が流入でき、そして流体が流出できる、穴のような形態の欠陥を有していた場合は、本発明による流体容器を通して流れる間に、燃料のガス状の部分と、流入して再び流出する流体とが混ざり合った混合物が現れるかもしれない。

これが事実ならば、これは、対応する警報が人に対して発生されることができるように、出口に配置された非燃焼炭化水素用のセンサによって検出されることができる。

さらにまた、本発明による流体容器は、燃料タンクの上部に取り付けられることが好ましい。これは、例えば、スナップ、フックおよびループコネクション、締結コネクションなどの、様々な種類の取り付け手段によって、実行されることができる。この文脈において、しかしながら、可能であれば、本発明による流体容器は、仮に流体容器が航空機に適合されるかまたは組み込まれる場合、前記流体容器は例えば翼タンクの内部に、マンホールを通して配置されることができる、ように設計されなければならない、と指摘されなければならない。非常に限られた条件および燃料の残りの存在のため、燃料タンクにおける不安な準備作業が関係する、複雑なポジティブロッキングまたは非ポジティブロッキング接続を作成することは、不利である。

本発明による安全システムにおいて、熱的に本質的に断熱されない流体容器は、断熱された流体容器の下側に配置されることができ、断熱されない流体容器は、燃料と直接接触する。熱的に断熱されない流体容器は、流体の入口を含む。これは、飛行中の燃料の特に好ましい温度条件の間、理想的な凝縮状態が利用されることができるからである。下側が燃料に隣接している断熱されない流体容器の下側は、燃料の温度とほとんど同じ温度から成り、燃料は、離陸中、比較的大きな質量のため、比較的長い期間の間、下側の流体容器の凝縮水の着氷がまだ生じない温度レベルにとどまる。

流体が流出することを確実にするために、下側の、断熱されない流体容器は、オーバフロー通路を介して、上側の、絶縁された流体容器に接続されることができる。流体は、それから、上側の流体容器の出口を経由して出る。

下側の、断熱されない流体容器の内部での着氷の影響を防止するために、好ましくは温度センサが安全システムに統合され、この温度センサは、燃料の温度または、断熱されない流体容器の内部の温度を取得する。温度が０℃の臨界レベルまたはそれ以下に達する場合、断熱されない流体容器への流体の流入が止まるように、そして、上側の断熱された流体容器への流入が始まるように、上側の、断熱された流体容器および、下側の、断熱されない流体容器の入口に接続される切換弁は、コントロール装置を介して切替えられることが好ましい。

さらに、追加的な、断熱されない流体容器は、この追加的な流体容器における対応する入口を通って流体が流入するとき、例えば、電気的着氷防止装置がより小さい電力消費量を有することができるように、入熱のため着氷防止装置がその効果において支援できるように、タンクの上部の内面に隣接するように統合されることができる。これは、着氷の危険がある個々の飛行フェーズのみにあてはまるのではなく、地上での着氷防止のために使われることもできる。

一般的に言って、飛行中の外気温度が−５０℃と予想される商業的な航空機において本発明の安全システムが適用されるので、流体容器の断熱は賢明であると指摘されなければならない。これは、水蒸気の着氷および、おそらく入口および出口の閉鎖を生じさせる。

本発明のさらに別の態様では、安全システムは、多数の流体容器を含み、それらは、例えば、グループとして、一群の燃料タンクの内部の爆発危険性を減らすように、多数の燃料タンクの内部に配置されることができる。航空機の実施例に関して、本発明による流体容器は、翼タンクの内部および中央燃料タンクの内部の両方において使用されること、および、ラインシステムを介して１またはいくつかの流体源によって対応する流体を供給されること、が考えられる。複数の翼タンクの好ましくは各々において、本発明によるいくつかの流体容器が、用いられることができる。その理由は、最新の長距離用の商業的な航空機等の翼タンクのサイズのため、本発明による単一の非常に大きな流体容器を翼タンクに統合することは、非常に高価でありえて、そして、十分な位置安定性がすべての時点で確実ではないかもしれないからである。

この目的はまた、さらなる独立請求項に記載の、燃料タンクの爆発危険性を減らすための本発明によるシステムの使用によっても、およびそのシステムを含む航空機によっても、果たされる。

本発明のさらなる特徴、効果および用途選択は、例示的実施形態および図の以下の説明において開示される。記述されおよび／または図示されたすべての特徴は、それ自体、および任意の組合せにおいて、個々の請求項またはそれらの相互関係におけるそれらの構成にかかわらなくてさえ、本発明の主題を形成する。さらにまた、図の同一または同様の構成要素は、同じ参照符号を有する。
図１ａは、本発明による燃料タンクおよび安全システムを有する航空機の翼の側方からみた断面図である。 図１ｂは、本発明による燃料タンクおよび安全システムを備える航空機の翼の前方からみた断面図である。 図２は、本発明による安全システムの線図である。 図３は、本発明による安全システムのさらなる線図である。 図４は、本発明による燃料タンクおよび安全システムを備える航空機の図である。

図１ａは、航空機の翼２の一部を示し、この翼２は、第１の壁６および第２の壁８によって翼２の前縁および後縁に対して区切られた、燃料タンクを備える。燃料タンク４の内部には、本発明による流体容器１０が配置され、これは、燃料１２よりも上方の燃料タンク４の内部で中空空間を占有する。本発明による流体容器１０の側方からみた表面１４および１６は、高さが可変であるように設計され、そして、ベローズまたはベローズのような遷移（ｔｒａｎｓｉｔｉｏｎ）１８の形態で実現される。

図において燃料１２の量が低下することが示される場合、図の平面における燃料レベルは下方へ移動する。同時に、本発明による加圧流体容器１０において、流体容器１０の容量が全体的に増加するように、前記流体容器１０の底部２０も下方へ移動する。底部２０と燃料１２との間には、可燃性の混合気の構成に結びつきうるフリーエアの量は、ない。このようにして、燃料１２の量から独立している防爆装置が達成される。

図１ｂは、本発明による流体容器１０を有する燃料タンク４の前方からみた断面図を示す。図は、本発明による流体容器１０に、入口２２および出口２４が配置され、これによって流体が流体容器１０に流入可能で、その後流出可能であることを示す。出口２４での無視できない流動抵抗の結果、本発明による流体容器１０の内部で圧力は上昇することができ、この圧力は、前記流体容器１０の膨張に結びつく。底部２０ができるだけ容易に燃料レベルに合致することができるように、本発明による流体容器１０が常にその環境よりもいくらか高い圧力を含むように、出口２４または対応する下流の弁は寸法決めされる。

図２は、第１の例示的実施形態における本発明による安全システムの線図を示す。本発明による２つの流体容器１０は、右側翼および左側翼と関連して図示される。さらにまた、追加的な流体容器２６が、本発明による安全システム内、例えば中央燃料タンク内に配置され、この流体容器２６は、残りの流体容器の入口２２とともに、酸素を消尽された空気が供給される入口２８を備える。流体容器１０および２６を通って流れる空気は、出口２４および３０を通って、対応する流体容器１０または２６から離れ、そして排気ライン３２に到達し、ここから、排水マスト４０等を経由して環境へと流れることができる。

加えて、本発明による流体容器１０および２６の各々は、ドレン３４を備え、これは、それぞれの最下部に好ましくは位置し、このドレン３４を通って、流体容器１０および２６の壁上に凝縮する水分は除去されうる。凝縮効果および収集効果を支援するために、流体容器１０および２６は、影響を与えている水蒸気が凝縮して、急速に水滴でしたたり、そして、すぐにそれぞれのドレン３４でできる限り十分に集まるように、疎水性コーティングを好ましくは含むことができる。

排気ライン３２に隣接して、流体容器１０および２６への空気の供給過剰を防止し、したがって許容範囲を越える前記流体容器１０および２６の膨張を防止するように設計された圧力安全弁３６が、存在する。圧力安全弁３６は、流体容器１０および２６の本発明による効果が減少されることなく、１または複数の燃料タンクの破裂が確実に防止されるように、設定されなければならない。

さらにまた、非燃焼炭化水素用のセンサ３８が、排気ライン３２上の下流に配置され、このセンサ３８によって、排気ライン３２から出ている空気が燃料を含むかどうかを検出することができ、これは、流体容器１０または２６の気密に関係する結論を許容することができる。本発明による安全システムが航空機に存在する場合に、例えば航空機のコックピットにおいて、対応する信号が発生され、そして、警報として出力されることができる。

さらにまた、入口２２または２８は、流体容器１０および２６の全ての考えられる状況において存在する圧力が、入口を通して減少できないように、逆止弁４２を経由して、燃料電池４４によって、酸素を消尽された空気を供給される。この文脈において、流体源として、内燃機関またはその排ガスライン等を使用することも考えられる。

図３は、本発明による安全システムの変更態様を示す。例えば、流体容器４６は、断熱材４８を備えることが示される。この断熱材は、流体容器４６の入口５０における空気の永続的な流入によって、巡航高度でさえ、少なくとも５℃の温度が流体容器４６の内部で達成されうるような方法で、寸法決めされる。第２の比較的平坦な流体容器５２は、流体容器４６の下側に位置していて、これは、燃料１２に直接隣接し、そして断熱されない。この第２の流体容器５２は、水蒸気を凝縮するために好ましくは用いられることができ、その理由は、第２の流体容器５２と燃料との間の接触面が、理想的なヒートシンクに相当するからである。それに応じて、第２の流体容器５２もまた入口５４を備え、この入口５４を通って空気が第２の流体容器５２の内部に供給されることができ、第２の流体容器ではその後、水蒸気の凝縮が発生し、そして、凝縮水はドレン５６に運ばれる。１またはいくつかのホースまたは他のタイプのラインの形態のオーバフロー通路５８によって、それ以前に流入した空気は、上側の流体容器４６内へあふれ出ることができ、そして、それは出口６０を通って排気ライン３２に達することができる。

飛行中に燃料が冷却するときに、着氷から守るために、下側の第２の流体容器５２内および／または燃料タンク内に温度センサ６２が統合され、これは、温度が０℃に達するかまたはそれ以下になるときに、コントロールユニット６４を介して切換弁６６の切換えを始動する。これは、０℃またはそれ以下の温度では、上側の断熱された流体容器４６のみが、空気源からの空気によって影響を与えられる状況に至る。現れるいかなる凝縮水も、ドレン６８から取り除かれる。しかしながら、温度が０℃を上回る場合は、空気は、より理想的な凝縮状況が優勢である、下側の第２の断熱されない流体容器５２を通って運ばれる。したがって、凝縮の結果としての水収穫は、明らかに改善される。

加えて、燃料電池が流体源として使われるとき、入熱が着氷防止装置を支援することができるように、さらなる、追加的な、断熱されない流体容器６７は、タンク４の上側に配置されることができる。この趣旨で、追加的な流体容器６７は、下側に位置する流体容器４６へのオーバフロー通路７１と同様に、入口６９を備える。上記の実施形態の文脈において類似して説明される方法で着氷保護が提供されるように、追加的な流体容器６７の入口は、切換弁６６に接続されることもできる。

最後に、図４は、本発明による安全システムを備えたいくつかの燃料タンクを備える最新の商業的な航空機７０を示す。

記述された実施例は、本発明による文脈を明らかにすることのみを意図し、それらは、本発明のまたは保護範囲の限定として解釈されるべきでない。その代わりに、本発明による原理は、本発明により提供される効果を必要とする、航空機に位置せず、乗物にさえ位置しない燃料タンクに適用されることもできる。

加えて、「を含む」は他の要素またはステップを除外せず、そして、「１」または「１つ」は複数を除外しない、と指摘されなければならない。さらに、上記の例示的実施形態の１つを参照して記述された特徴またはステップは、上述の他の例示的実施形態の他の特徴またはステップと組み合わせて使用されてもよい、と指摘されなければならない。請求項における参照符号は、限定として解釈されるべきでない。

２…翼
４…燃料タンク
６…燃料タンクの後壁
８…燃料タンクの前壁
１０…流体容器
１２…燃料
１４…流体容器の側方からみた表面
１６…流体容器の側方からみた表面
１８…ベローズのような遷移
２０…流体容器の底
２２…入口
２４…出口
２６…流体容器
２８…入口
３０…出口
３２…排気ライン
３４…ドレン
３６…圧力安全弁
３８…非燃焼炭化水素用センサ
４０…排水マスト
４２…逆止弁
４４…燃料電池
４６…流体容器（断熱される）
４８…絶縁材
５０…入口
５２…流体容器（断熱されない）
５４…入口
５６…ドレン
５８…オーバフロー通路
６０…出口
６２…温度センサ
６４…コントロールユニット
６６…切換弁
６７…追加的な流体容器
６８…出口
６９…入口
７０…航空機
７１…オーバフロー通路

Claims (14)

1. 燃料タンク（４）の爆発危険性を減らすための安全システムであって、
   少なくとも１つの流体源と、
   流体の入口（２２、５０、５４）および出口（２４、５６、６８）を有する少なくとも１つの流体容器（１０、２６、４６、５２、６７）と、
   水を放出するドレンと、
   出口上および／またはドレンの領域内の非燃焼炭化水素用少なくとも１つのセンサと、を含み、
   前記流体容器（１０、２６、４６、５２、６７）は、少なくともいくつかの領域においてフレキシブルで、かつ、前記燃料タンク（４）の中空空間の内部に配置されることができるように設計される構造を有し、前記燃料タンク（４）の上部にできる空間を本質的に占有している前記中空空間内に流体が流入するとき、前記中空空間は、前記流体容器（１０、２６、４６、５２、６７）とともに、燃料（１２）よりも上方に位置している、安全システム。
2. 前記流体容器（１０、２６、４６、５２、６７）は、前記流体容器（１０、２６、４６、５２）の上部と底部（２０）との間の高さが可変な接続としての少なくとも１つのフレキシブルな側方からみた表面（１４、１６）を含む、請求項１に記載の安全システム。
3. 前記流体容器（１０、２６、４６、５２）は、その上部とその底部（２０）との間に、本質的にベローズのような遷移（１８）を含む、請求項１または２に記載の安全システム。
4. 前記入口（２２、５０、５４）は、前記流体源に接続されるように設計される、請求項１〜３のいずれか１項に記載の安全システム。
5. 前記流体容器（１０、２６、４６、５２、６７）は、水の目標とする凝縮のための少なくとも１つの接触面を含む、請求項１〜４のいずれか１項に記載の安全システム。
6. 前記流体源は、酸素を消尽した空気を提供する、請求項１〜５のいずれか１項に記載の安全システム。
7. 前記流体容器（１０、２６、４６、５２、６７）は、前記燃料タンク（４）の上部に取り付けられる、請求項１〜６のいずれか１項に記載の安全システム。
8. 前記燃料（１２）と接触する、熱的に本質的に断熱されない流体容器（５２）は、断熱された流体容器（４６）の下側に配置され、前記熱的に断熱されない流体容器（５２）は、前記流体のための入口を含む、請求項１〜７のいずれか１項に記載の安全システム。
9. 前記断熱されない流体容器（５２）に流入する流体が、前記断熱された流体容器（４６）を介して流出することができるように、前記断熱されない流体容器（５２）は、オーバフロー通路（５８）を介して前記断熱された流体容器（４６）に接続される、請求項８に記載の安全システム。
10. 着氷防止装置を支援するために、熱的に本質的に断熱されない追加的な流体容器（６７）が、航空機の翼タンクとして設計された燃料タンク（４）の上部と接触しているように配置される、請求項１〜９のいずれか１項に記載の安全システム。
11. 前記流体容器（１０、２６、４６、５２、６７）の底部（２０）および上部が、前記燃料タンク（４）の形状に適合するように、前記流体容器（１０、２６、４６、５２、６７）の底部（２０）および上部は、弾性材料を含む、請求項１〜１０のいずれか１項に記載の安全システム。
12. 前記燃料タンク（４）内および／または前記断熱されない流体容器（５２、６７）内の温度を取得するための温度センサ（６２）をさらに含み、前記取得された温度が０℃またはそれ以下のレベルに達する場合は、切換弁（６６）によって、前記断熱されない流体容器（５２、６７）内への流体の流入を中断して、そして前記断熱された流体容器（４６）内への流体の流入を生じさせる、請求項８または９に記載の安全システム。
13. 入口（２２、５０、５４、６９）がラインシステムを介して１またはいくつかの共有流体源に接続される多数の流体容器（１０、２６、４６、５２、６７）を含む、請求項１〜１２のいずれか１項に記載の安全システム。
14. 航空機（７０）における請求項１〜１２のいずれか１項に記載の安全システムの使用。

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