JP2014094663A - 窒素富化ガス供給システム、航空機 - Google Patents

Abstract

【課題】本発明は、給油前にタンク内の酸素濃度を低く抑えるのが容易な窒素富化ガス（ＮＥＡ）供給システムを提供する。
【解決手段】本発明は、スピルバック用配管２３に直接ＮＥＡを供給する支流配管２０ｂを設ける。航空機の下降過程において、支流配管２０ｂから第二燃料タンク１７にＮＥＡを供給する。着陸後、第二燃料タンク１７に給油すると、燃料Ｆによって蓄えられていたＮＥＡがスピルバック用配管２３を介して第一燃料タンク１５に押し出され、第一燃料タンク１５内の酸素濃度も低く維持できる。したがって、給油に先立ってＮＥＡを供給する手間を省きつつ、燃料爆発を回避しながら給油をすることができる。
【選択図】図２

Description

本発明は、空気よりも窒素が富化されたガスを航空機の燃料タンクに供給するシステムに関する。

飛行中の航空機においては、燃料タンク内に気化した燃料が充満しており、燃料タンクへの落雷、配線に短絡が生じるなどしたときに燃料タンクが爆発するのを防止する必要がある。そこで、燃料タンクに、空気よりも窒素濃度が高く酸素濃度の低い窒素富化ガス（Nitrogen Enriched Air, 以下、ＮＥＡ）を供給する防爆システムが提案されている。
空気中における酸素濃度が約２１％であるのに対して、ＮＥＡにおける酸素濃度は例えば１２％以下に設定される。ＮＥＡの生成には、酸素分子と窒素分子とで透過係数の異なる選択透過膜を利用した空気分離モジュール（Air Separation Module，以下、ＡＳＭ)が用いられている。そして、ＡＳＭに供給される空気の供給源として、飛行用エンジンからのブリードエアー（以下抽気）が利用されている。
抽気をＮＥＡの供給源とするこの防爆システムにおいて、燃料タンクに供給するＮＥＡの量を多くするためには、エンジンからの抽気の量を増やす必要がある。そうすると、エンジンの燃費を悪化させることになる。また、空気分離モジュールの分離性能の関係で、供給する抽気の量を増やすと、酸素濃度が高く（窒素濃度が低く）なる傾向にある。例えば、同じ空気分離モジュールであっても、１０％の酸素濃度が得られるよりも供給量を増やすと、酸素濃度が１２％に高くなることがある。

航空機の燃料タンクへＮＥＡを供給するプロセスについて、特許文献１が提案を行なっている。
特許文献１は、飛行過程を、離陸して上昇過程を経て巡航過程に至り、着陸のための下降過程に入るまで（以下、第１期）と、下降過程（以下、第２期）と、に区分している。
ＮＥＡの供給量について、特許文献１は、第１期を相対的に少なくし、第２期を相対的に多くする。高度が低くなる第２期においては、気圧の上昇を補うために、燃料タンクに供給するＮＥＡの供給量を多くすることが、特許文献１に記載されている。
また、不活性ガス（典型的には窒素ガス）の濃度について、特許文献１は、第１期を相対的に高く、例えば９８％にし、第２期を相対的に低く、例えば８６〜９５％にする特許文献１は、第１期において多くの窒素ガスが燃料タンクに含まれているので、第２期における窒素濃度を低くできることを述べている。

米国特許 6,547,188号

航空機の燃料タンクは、通常、胴体部分と一対の主翼に跨って設けられるタンク（第一燃料タンク）と、第一燃料タンクよりも各々の主翼の先端側に設けられるタンク（第二燃料タンク）とからなる。ＮＥＡは、第一燃料タンクと第二燃料タンクに漏れなく供給される必要がある。ところが、特許文献１も含め、これまで両者にＮＥＡを供給する手法は見いだせない。航空機は着陸後、次の飛行のために燃料の供給が行われるが、この給油に先立って、各タンク内の酸素濃度は、規定値（例えば１０％以下）にする必要がある。そのために、各タンク内にＮＥＡを供給すればよいことは容易に推測できるが、各タンク内の酸素濃度を規定値にするのに必要なＮＥＡを供給するには時間や手間がかかる。
そこで本発明は、給油前にタンク内の酸素濃度を低く抑えるのが容易なＮＥＡ供給システムを提供することを目的とする。

かかる目的のもとなされた、本発明の窒素富化ガス（以下、ＮＥＡ）供給システムは、航空機に設けられる第一燃料タンクと、第一燃料タンクの両側に配置される第二燃料タンクと、を含む燃料タンクと、航空機で得られる原料ガスが供給されることで、ＮＥＡを生成する窒素富化モジュールと、窒素富化モジュールから第一燃料タンクに向けてＮＥＡを供給する第一ガス配管と、第一燃料タンクと第二燃料タンクに架けて配置され、第二燃料タンク内の燃料を第一燃料タンクに流すスピルバック配管と、スピルバック配管に直接又は間接にＮＥＡを供給する第二ガス配管と、を備えることを特徴とする。
なお、第一ガス配管と第二ガス配管は、独立していてもよいし、例えば、第一ガス配管から第二ガス配管が分岐していてもよい。

航空機が着陸後、次の飛行のために燃料タンクに燃料を供給（給油）する。このとき、通常、第二燃料タンクに先に燃料が供給されるので、第二燃料タンクの内部空間に存在していた空気は、供給された燃料に押し出され、スピルバック用配管を介して第一燃料タンクに流入する。そうすると、第一燃料タンク内の酸素濃度が規定値を超える恐れがある。そのため、着陸した時点で、第二燃料タンクの酸素濃度を十分に低くしておくことが必要である。
第一燃料タンクの燃料を第二燃料タンクに移送し、第二燃料タンクからエンジンに燃料を供給する場合、第二燃料タンクに移送される燃料が過剰となるのを避けるために、第二燃料タンク内の燃料を第一燃料タンクに流すスピルバック配管が設けられている。しかるに、飛行時間が長くなり例えば下降過程のように燃料が空に近くなると、燃料がスピルバック配管を流れることがなくなるので、当該配管は第一燃料タンクと第二燃料タンクを通気可能に繋ぐ経路と化す。そこで本発明者は、この通気可能な経路を利用することに着目したのである。つまり、航空機の飛行時、典型的には下降時に、スピルバック配管を介して、第二燃料タンクにＮＥＡを積極的に供給し、第二燃料タンクの酸素濃度を抑えておけば、給油時に第二燃料タンクからＮＥＡが第一燃料タンクに押し出されたとしても、第一燃料タンクの酸素濃度が高くなることはない。しかも、本発明は、給油時に第二燃料タンクから第一燃料タンクに押し出されるＮＥＡを利用するものであるから、ＮＥＡを供給する作業を給油前に格別に行う必要がない。

本発明において、第二燃料タンクに燃料の入口及び出口を有するとともに、第一燃料タンクと第二燃料タンクの境界を貫通して第一燃料タンクの内部を迂回するバイパス配管と、バイパス配管上に設けられ、入口から出口に向けて燃料を圧送するポンプと、ポンプによる燃料の圧送を駆動源とし、第一燃料タンク内の燃料をバイパス配管に送り込むイジェクタと、バイパス配管から分岐し、ポンプにより圧送される燃料をエンジンに供給する燃料供給配管と、を備えることが好ましい。
以上の配管構成によると、バイパス配管上に設けられた一台のポンプにより、エジェクタを利用することで第一燃料タンク内の燃料をバイパス配管経由で第二燃料タンクに送り込むことができるとともに、燃料供給配管経由で燃料をエンジンに供給することができる。

また、本発明では、想定される航空機の上昇角度の範囲内において、スピルバック配管は、燃料の入口が燃料の出口よりも位置が高くなるように設定されることが好ましい。
このように入口と出口の位置関係を設定することによって、第二燃料タンクから第一燃料タンクに向けて燃料が流れなくなるおそれ、又は、燃料が第一燃料タンクから第二燃料タンクに向けて逆流するおそれを回避することができる。

また、本発明では、以上説明したＮＥＡ供給システムを備えることを特徴とした航空機をも提供する。

本発明によれば、給油前に燃料タンクにＮＥＡを供給する作業を格別に行うことなく、燃料タンク、特に第一燃料タンクの酸素量を低減できる窒素富化ガス供給システムを提供できる。

本実施の形態における航空機の概略構成を示す図である。 本実施の形態における航空機の燃料タンクの正面図を示し、(ａ)および（ｃ）は上昇過程又は巡航過程を、（ｂ）は下降過程を表している。 本実施の形態における航空機の側面図を示し、(ａ)は水平に飛行している状態を、（ｂ）は上昇している状態を表している。

以下、本発明が提供する航空機用の窒素富化ガス（以下、ＮＥＡ）供給システムを、添付する図面に示す実施形態に基づいて詳細に説明する。

図１に示すように、航空機１００は、左右一対の主翼１０２が取り付けられた航空機胴体１０１と主翼１０２に架けて設けられる第一燃料タンク１５と、各々の主翼１０２に設けられる第二燃料タンク１７と、を備えている。第一燃料タンク１５と各々の第二燃料タンク１７の間には、通気用配管１９、バイパス配管２１およびスピルバック用配管２３が貫通して設けられている。一般的に、エンジン１への燃料Ｆの供給は、第一燃料タンク１５からの供給が終えた後に、第二燃料タンク１７から供給される。
なお、第一燃料タンク１５は、胴体１０１のみに設けることもできる。

通気用配管１９は、第一燃料タンク１５および第二燃料タンク１７の内圧を調整するために設けられており、通気用配管１９を介して、空気の出入が行われる。例えば、航空機１００の高度の上昇に伴い、外気圧が低下した場合、それに追従して第一燃料タンク１５および第二燃料タンク１７内の内部空間を占有している空気が通気用配管１９を介して機外に排出されることで、燃料タンクの内圧を低下させる。航空機１００が下降する際には、この逆となる。

図２に示すように、バイパス配管２１は、燃料Ｆの入口２１１及び出口２１２がともに第二燃料タンク１７に配置されている。また、その管本体２１ｂは第二燃料タンク１７と第一燃料タンク１５の境界を貫通して第一燃料タンク１５に進入し、第一燃料タンク１５の内部を迂回して、再度当該境界を貫通して第二燃料タンク１７に戻る。なお、バイパス配管２１の一部は、作図上、第一燃料タンク１５、第二燃料タンク１７の外に描かれている。

スピルバック用配管２３は、第二燃料タンク１７において過剰となった燃料Ｆを第一燃料タンク１５に移送するために設けられており、燃料Ｆの入口２３１は第二燃料タンク１７に配置されるが、スピルバック用配管２３の出口２３２は第一燃料タンク１５に配置されている。スピルバック用配管２３は、入口２３１から延びる真直ぐな主管２３ｈと、主管２３ｈから出口２３２へと延びている垂下管２３ｖと、を備えており、Ｌ字状の形態をなしている。主管２３ｈは主翼１０２の長手方向に沿って配置され、垂下管２３ｖは航空機１００が水平飛行しているときには鉛直方向に沿う。主翼１０２は胴体１０１に対して上反角θｄを有しているため、航空機１００が水平に保たれていると、主管２３ｈは、入口２３１側よりも出口２３２側が低くなる。したがって、入口２３１が燃料Ｆに浸漬されていると、燃料Ｆは重力により出口２３２に向けて流れる。

次に、本実施形態によるＮＥＡ供給システム１０について説明する。
ＮＥＡ供給システム１０は、ＮＥＡを第一燃料タンク１５に供給し、さらに第二燃料タンク１７へスピルバック用配管２３を介して供給することにより、燃料の爆発を防止する。
ＮＥＡ供給システム１０は、エンジン１からの抽気を導くためのガス配管４を備え、このガス配管４上に、開閉弁３、温調機構５、フィルタ７、空気分離モジュール（ＡＳＭ）９およびフローコントロールバルブ（ＦＣＶ)１１が順に配設されている。また、ガス配管４は、ＦＣＶ１１の下流側に接続される本配管２０と、本配管２０の下流側にて分岐する支流配管２０ａ，２０ｂとを備えている。したがって、エンジン１からの抽気は、ガス配管４を介して、開閉弁３から上記の配設順に各機器を通過した後に、ＮＥＡとなる。そして、ＮＥＡの一部は、支流配管２０ａを経由して第一燃料タンク１５に供給される。また、ＮＥＡの一部は、支流配管２０ｂを経由してスピルバック用配管２３に供給することができる構成となっている。
なお、ここではＮＥＡを生成するための原料ガスとして、抽気をエンジン１から得ているが、ガスを排出する他の機器、例えば補助動力装置やコンプレッサから得ることもできる。
また、本実施の形態では、本配管２０が支流配管２０ａ，２０ｂに分岐する例を示したが、ＦＣＶ１１から例えば３本の配管を延設し、そのうち１本を第一燃料タンク１５に振り分け、他の２本をスピルバック用配管２３に振り分けてもよい。

エンジン１からの抽気の流れについて、さらに詳しく説明する。
航空機１００の推進力を生成するエンジン１内で圧縮された空気の一部は、抽気として取り出され、ガス配管４を通り、開閉弁３に導かれる。続いて、温調機構５において温度が調節されてから、フィルタ７通過した後に、ＡＳＭ９に誘導される。
温調機構５は、ＡＳＭ９の酸素除去効率が温度に関係することから、ＡＳＭ９に導く抽気の温度を、酸素除去効率を最適にするために制御するものである。一例として、ＡＳＭ９が効率良く作動する温度は、１８０°Ｆ〜２００°Ｆ（約８２℃〜約９３℃）付近であるのに対して、エンジン１の抽気温度は、３００°Ｆ〜５００°Ｆ（約１４９℃〜約２６０℃）である。したがって、温調機構５において、エンジン１からの抽気を冷却する。温調機構５としては熱交換器が適用され、その冷却媒体として航空機１００の周囲から取り込まれる大気、あるいは、航空機１００に備えられた空調装置に基づく冷風を用いることができる。熱交換器は、一例であり、他の冷却手段を用いることができることはいうまでもない。

フィルタ７は、ＡＳＭ９を汚染する物質を除去する。汚染物質をフィルタ７により除去しないと、ＡＳＭ９を構成する高分子膜に目詰まりが生じ、適正に酸素が分離できなくなり、所望するＮＥＡを得ることができなくなる。
ＡＳＭ９は、中空糸高分子膜を主たる構成要素として備える。窒素ガスに比べ酸素ガスが、その中空糸壁を数倍透過しやすい特性を利用して、ＮＥＡを得る。つまり、抽気がＡＳＭ９を通過すると２種類のガスに分離される。一つは、中空糸壁を透過して生成される酸素濃度が高い酸素富化ガス、もう一つは中空糸を通過して生成されるＮＥＡである。なお、中空糸高分子膜を主たる構成要素とするＡＳＭ９は一例であり、酸素吸着高分子膜を用いたＡＳＭのように、上述した機能を奏するモジュールを本発明は広く適用できる。
得られたＮＥＡは、ＦＣＶ１１の開閉動作によって、本配管２０を通り、第一燃料タンク１５およびスピルバック用配管２３に供給される。ＦＣＶ１１の開閉動作は、制御部３０によって制御される。ここでいう開閉動作とは、開度を調節することも含んでおり、開度を大きくすればより多くの抽気がＡＳＭ９に供給され、かつ第一燃料タンク１５およびスピルバック用配管２３により多くのＮＥＡを供給することができる。

制御部３０がＦＣＶ１１の開閉動作を制御するために、ＮＥＡ供給システム１０は、図示を省略する高度計、残燃料検出器を備える。制御部３０は、高度計から検出された高度に関する情報、および、燃料タンク内に設けた残燃料検出器から得られた情報に基づいて、ＦＣＶ１１の開閉動作を制御する。
なお、制御部３０は、高度に対する外気圧の情報および第一燃料タンク１５の全容量に関する情報を保持している。

次に、図２を参照して、第一燃料タンク１５およびスピルバック用配管２３へＮＥＡを供給する仕組みについて説明する。
図２（ａ）に示すように、スピルバック用配管２３の垂下管２３ｖに支流配管２０ｂが接続されている。したがって、本配管２０及び支流配管２０ｂを介して、スピルバック用配管２３にＮＥＡが供給され得る。
また、バイパス配管２１上には、入口２１１の側から、ポンプ６と、エジェクタ８とが順に配設されている。図２において、ポンプ６は、作図上、第一燃料タンク１５の外部に描かれているが、第一燃料タンク１５の中に配置できる。エジェクタ８は、第一燃料タンク１５内に配置される。

ポンプ６は、バイパス配管２１の入口２１１から第二燃料タンク１７内の燃料Ｆを吸い込むとともに、出口２１２に向けて圧送する。吸い込まれた燃料Ｆは、第一燃料タンク１５内に配置される管本体２１ｂを通過して出口２１２から第二燃料タンク１７に吐出される。この燃料Ｆの流れを、破線矢印ＭＦとして示している。この過程で、バイパス配管２１を通過する燃料Ｆは主に分岐管２１ｄに流入してエンジン１に供給され、それ以外の燃料Ｆはエジェクタ８に向けて流れる。

エジェクタ８は、吸引管２４を備える。吸引管２４はその先端が第一燃料タンク１５内の燃料Ｆに浸漬されている。エジェクタ８は、ポンプ６により圧送され所定の速度を有する燃料Ｆが通過することで、その吸引管２４から第一燃料タンク１５の燃料Ｆを吸い込む。吸い込まれた燃料Ｆは、第二燃料タンク１７から吸い込まれた燃料Ｆとともに、出口２１２を介して第二燃料タンク１７に送り込まれる。このように、エジェクタ８は、第一燃料タンク１５の燃料Ｆを第二燃料タンク１７に移送する役割を果たす。
なお、エジェクタとは、よく知られているように、高圧流体を加速することによって減圧し、外部の流体を吸引し、その後、ディフューザによって減速昇圧する流体圧縮機である。

以上のように第一燃料タンク１５から第二燃料タンク１７に燃料Ｆが移送されることにより、第二燃料タンク１７には定量を超える過剰な燃料Ｆが供給されることがある。スピルバック用配管２３は、主翼１０２の上方に設けられており、入口２３１の位置は、出口２３２よりも高く設定されている。したがって、第二燃料タンク１７内の過剰な燃料Ｆは、スピルバック用配管２３を通って第一燃料タンク１５に戻される。この燃料Ｆの経路を点線の矢印ＦＦで示している。

航空機１００の上昇過程および巡航過程において、燃料Ｆの消費量が比較的少ないと、第２図（ａ）に示すように、第一燃料タンク１５および第二燃料タンク１７の両方に燃料Ｆが残存している。
この場合、ポンプ６は、エンジン１の出力に加え、エジェクタ８への燃料Ｆの供給を考慮した出力で作動される。したがって、第一燃料タンク１５の燃料Ｆは、エジェクタ８の作用によって、第二燃料タンク１７に移送されるが、定量を超えて移送されると、スピルバック用配管２３を介して、燃料Ｆは第一燃料タンク１５に戻される。

両方の燃料タンクに燃料Ｆが残存しているときに、ＮＥＡの一部は支流配管２０ａを通って第一燃料タンク１５に供給される。このＮＥＡは、第一燃料タンク１５の内部空間に充填される。一方、支流配管２０ｂを流れるＮＥＡは、スピルバック用配管２３を流れる燃料Ｆに混じって出口２３２から第一燃料タンク１５に供給される。なお、支流配管２０ｂに燃料Ｆが流入するのを防ぐための手段、例えば一方向弁を、支流配管２０ｂに設けることもできる。

一方、下降過程では飛行時間が長くなり、消費された燃料が多くなると、例えば、図２（ｂ）に示すように、第二燃料タンク１７には燃料Ｆが残存するが、第一燃料タンク１５に供給するには足りない量の燃料Ｆしか残存していない。
この場合は、第一燃料タンク１５から第二燃料タンク１７に燃料Ｆが移送されることがないので、第二燃料タンク１７内の燃料Ｆがスピルバック用配管２３を通って第一燃料タンク１５に戻されることもない。しかも、この場合、第二燃料タンク１７の燃料Ｆは減少してその液面はスピルバック用配管２３の入口２３１よりも低くなっている。したがって、下降過程のように、第一燃料タンク１５に燃料Ｆが残存していないと、第一燃料タンク１５及び第二燃料タンク１７の各々の空間同士の気体は、スピルバック用配管２３を介して流通できることになる。

下降過程では、航空機の飛行高度が低くなるのに伴って気圧が上昇するので、通気用配管１９を介して第一燃料タンク１５に外気を導入し、さらに、第一燃料タンク１５に導入された外気の一部はスピルバック用配管２３を介して第二燃料タンク１７に流入させる。そうすることで、両方の燃料タンク内の気圧と外気圧とのバランスを図る。
一方で、支流配管２０ｂに流れるＮＥＡは、スピルバック用配管２３が通気可能になっているため、第二燃料タンク１７に向けて供給される。こうして、下降過程の間に、第二燃料タンク１７にＮＥＡが蓄えられ、酸素濃度を低く制限できる。

下降過程を終了し、着陸した航空機１００は、次の飛行のために給油される。給油は、第二燃料タンク１７、第一燃料タンク１５の順で行われる。
前述したように、着陸した時点で、第二燃料タンク１７にはＮＥＡが蓄えられている。したがって、第二燃料タンク１７に給油すると、蓄えられていたＮＥＡが燃料Ｆに押し出され、スピルバック用配管２３を介して、第一燃料タンク１５に流入する。こうして、第一燃料タンク１５内の酸素濃度も低く維持できる。

一方、下降過程において、第二燃料タンク１７にＮＥＡを供給しないと、外気が導入されているため、着陸後の第二燃料タンク１７の内部は酸素濃度が高くなっている。したがって、給油すると、第二燃料タンク１７から酸素濃度の高い空気が、第一燃料タンク１５に押し出されてしまうので、第一燃料タンク１５の酸素濃度が規定値を超えるおそれがある。
以上のように、本実施形態によると、下降過程に第二燃料タンク１７にＮＥＡを供給しておくことにより、給油に先立ってＮＥＡを供給する手間を省きつつ、燃料爆発を回避しながら給油をすることができる。

また、下降過程に第二燃料タンク１７にスピルバック用配管２３を介してＮＥＡを供給するので、第二燃料タンク１７内の気圧が高くなり、通気口２５からの大気の流入が抑制されるので、スピルバック用配管２３を介して第一燃料タンク１５に外気が不必要に供給されるのを防ぐこともできる。

また、本実施形態によると、スピルバック用配管２３を使用することにより、燃料Ｆをエンジン１に直接的に供給するタンクを第二燃料タンク１７に限るので、ポンプ６は一つで足りる。したがって、第一燃料タンク１５と第二燃料タンク１７の各々に対応してポンプ６を用意して燃料をエンジン１に送り込むのに比べて、航空機１００の製造コストを低減できるとともに、航空機１００の重量低減による燃費効率の向上に寄与する。

ところで、航空機１００の主翼１０２に後退角（図１ θｓ）が設けられていることにより、スピルバック用配管２３の配置に配慮が必要である。この点について、図３を用いて説明する。
図３に示すように、スピルバック用配管２３は、入口２３１の方が出口２３２よりも進行方向後ろ側に位置する。これは、主翼１０２に後退角θｓが設けられているためである。後退角θは、一般に、航空機１００（主翼１０２）が大きくなるのにつれて、大きく設定される。

図３（ａ）に示すように、航空機１００が水平の状態で飛行又は走行していれば、入口２３１の位置は出口２３２よりも常に高くなる。これは、前述した上反角θｄ（図２（ａ） θｄ）によるものであり、仮に垂下管２３ｖがない場合も同様である。

一方、図３（ｂ）に示すように、航空機１００の上昇角度が大きくなると、出口２３２の位置が入口２３１よりも高くなることが考えられる。このように入口２３１と出口２３２の位置が逆転すると、第二燃料タンク１７から第一燃料タンク１５に向けて燃料Ｆが流れなくなるか、極端な場合には燃料Ｆが第一燃料タンク１５から第二燃料タンク１７に向けて逆流するおそれがある。仮に強制的に流そうとすると、ポンプ６に大きな負担をかけることになる。
したがって、想定される航空機１００の上昇角度の範囲内において、入口２３１から出口２３２に向けて燃料Ｆが流れる（以下、順方向の流れ）ように、入口２３１および出口２３２の高さ方向の位置を設定することが望まれる。

本実施形態においては、順方向の流れを確保するために、垂下管２３ｖを設けているが、この長さＬを調節することによって順方向の流れを確実に確保することができる。つまり、長さＬが短いほど、入口２３１と出口２３２の位置が逆転しやすくなるで、十分な長さＬを確保することが慣用である。また、長さＬを調整するのに加えて、主管２３ｈに対する垂下管２３ｖの曲げ角度を調整することも順方向の流れを確保するのに有効である。
もっとも、垂下管２３ｖは本発明の必須の要素ではなく、上反角θｄ、後退角θｓによっては、主管２３ｈのみからなるスピルバック用配管２３とすることもできる。

以上、本発明の好ましい実施形態を説明したが、上記以外にも、本発明の主旨を逸脱しない範囲で、上記実施の形態で挙げた構成を取捨選択したり、他の構成に適宜変更することが可能である。
例えば、上記実施形態によると、支流配管２０ｂをスピルバック用配管２３に直接接続した例を示したが、図２（ｃ）に示すように、支流配管２０ｃを、スピルバック用配管２３の出口２３２の近傍に設置してもよい。なお、支流配管２０ｃから吐出されるＮＥＡの一部は第一燃料タンク１５へも供給されてしまうので、その分を考慮してＮＥＡを供給することが必要になる。

１ エンジン
３ 開閉弁
４ ガス配管
５ 温調機構
６ ポンプ
７ フィルタ
８ エジェクタ
９ 空気分離モジュール（ＡＳＭ）
１０ 窒素富化ガス（ＮＥＡ）供給システム
１１ フローコントロールバルブ（ＦＣＶ）
１５ 第一燃料タンク
１７ 第二燃料タンク
１９ 通気用配管
２０ 本配管
２０ａ、２０ｂ、２０ｃ 支流配管
２１ バイパス配管
２１ｂ 管本体
２１ｄ 分岐管
２３ スピルバック用配管
２３ｈ 主管
２３ｖ 垂下管
２４ 吸引管
２５ 通気口
３０ 制御部
１００ 航空機
１０１ 胴体
１０２ 主翼
Ｆ 燃料
２１１，２３１ 入口
２１２，２３２ 出口

Claims (4)

1. 航空機に設けられる第一タンクと、前記第一タンクの両側に配置される第二タンクと、を含む燃料タンクと、
   前記航空機で得られる原料ガスが供給されることで、窒素富化ガスを生成する窒素富化モジュールと、
   前記窒素富化モジュールから前記第一タンクに向けて前記窒素富化ガスを供給する第一ガス配管と、
   前記第一タンクと前記第二タンクに架けて配置され、前記第二タンク内の燃料を前記第一タンクに流すスピルバック配管と、
   前記スピルバック配管に直接又は間接に前記窒素富化ガスを供給する第二ガス配管と、
   を備えることを特徴とする窒素富化ガス供給システム。
2. 前記第二タンクに前記燃料の入口及び前記燃料の出口を有するとともに、前記第一タンクと前記第二タンクの境界を貫通して前記第一タンクの内部を迂回するバイパス配管と、
   前記バイパス配管上に設けられ、前記入口から前記出口に向けて前記燃料を圧送するポンプと、
   前記ポンプによる前記燃料の圧送を駆動源とし、前記第一タンク内の前記燃料を前記バイパス配管に送り込むエジェクタと、
   前記バイパス配管から分岐し、前記ポンプにより圧送される前記燃料を前記エンジンに供給する燃料供給配管と、
   をさらに備える、請求項１に記載の窒素富化ガス供給システム。
3. 想定される前記航空機の上昇角度の範囲内において、
   前記スピルバック配管は、前記燃料の入口が前記燃料の出口よりも位置が高くなるように設定される、
   請求項１又は２に記載の窒素富化ガス供給システム。
4. 請求項１〜３のいずれか一項に記載の窒素富化ガス供給システムを備えた航空機。

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