JP2017140865A - 燃料供給システム、燃料供給方法及び航空機 - Google Patents

Abstract

【課題】より簡易な構成で、燃料の消費に伴う航空機の重心の移動量を低減することである。【解決手段】実施形態に係る燃料供給システムは、燃料を蓄えるための航空機用の可撓性を有する燃料タンクと、前記燃料タンクを搭載する前記航空機の重心の位置に応じて決定された圧力分布で前記燃料タンクを加圧することによって、前記燃料を前記燃料タンクから排出させる加圧系とを備える。また、実施形態に係る燃料供給方法は、燃料を蓄えるための航空機用の可撓性を有する燃料タンクを加圧することによって、前記燃料を前記燃料タンクから排出させる燃料供給方法において、前記燃料タンクを搭載する前記航空機の重心の位置に応じて決定された圧力分布で前記燃料タンクを加圧するようにしたものである。また、実施形態に係る航空機は、上述した燃料供給システムを備えるものである。【選択図】 図１

Description

本発明の実施形態は、燃料供給システム、燃料供給方法及び航空機に関する。

従来、航空機に使用される燃料タンクとして、インテグラルタンク及びブラダタンクが知られている。

インテグラルタンクは、シーラント（シール剤）により水密性を高めた主翼や胴体等の航空機構造体自体を燃料タンクとして使用するものである。燃料タンクとしてインテグラルタンクを使用する場合、主翼や胴体等の航空機構造体及び燃料タンクを一体化でき、専用の燃料タンクを設ける必要がない。そのため、航空機の重量の軽減や航空機の構造の簡素化に繋がる。また、インテグラルタンクを燃料タンクとして使用する場合、燃料タンクのサイズに占める燃料の搭載量を多くすることができる。

しかしながら、翼と胴体が一体的に設計される小型無人機の燃料タンクとしてインテグラルタンクを使用する場合、燃料の漏洩防止のための燃料タンク内のシール作業やファスナの選定の自由度が減るため、小型無人機の製造コストを高くする要因となっている。

一方、ブラダタンクは、主翼や胴体等の航空機構造体の内部に合成ゴム等の弾性体で構成される袋状の容器（ブラダ）を収納し、燃料タンクとして使用するものである（例えば特許文献１及び特許文献２参照）。ブラダタンクを燃料タンクとして使用する場合、不純物である空気が燃料タンクの内部に流入しにくいという利点がある。また、ブラダタンクを燃料タンクとして使用する場合、燃料タンクの内部のシールが不要である。

更に、ブラダタンクを使用する場合、重心の位置をコントロールできるという利点がある。具体例として、高温エアで加圧することが可能となるように複数のブラダタンクを設け、各ブラダタンクから燃料を排出するためのバルブの開閉を制御することによって航空機の重心の移動を調節する技術が提案されている。

但し、航空機の燃料タンクとしてブラダタンクを使用する場合、ブラダタンクから燃料を均一に排出するために、外気や排気等を胴体と燃料タンクの間に流入させて燃料タンクを加圧する必要がある。そのため、燃料タンクとは別に、均一に燃料タンクを加圧するための複雑な構成を有する装置や複雑な制御が必要である。

特開平９−２４２６１１号公報 米国特許第８７５７５４９号明細書

航空機を飛行させる際には、機体の重心位置の移動を抑制することが重要である。

しかしながら、航空機の燃料タンクとしてインテグラルタンクを使用する場合、燃料の消費に伴って燃料が移動することによって機体全体の重心が移動し、飛行制御が困難になるという問題がある。

一方、複数のブラダタンクを設置し、各ブラダタンクから排出される燃料の量を調節することによって機体の重心位置を調節する場合、燃料を排出するための配管系統の構成が複雑になるという問題がある。また、複数のブラダタンクが設置されるためブラダタンクの数に応じた回数だけ燃料を補充することが必要となる。

そこで、本発明は、より簡易な構成で、燃料の消費に伴う航空機の重心の移動量を低減することを目的とする。

本発明の実施形態に係る燃料供給システムは、燃料を蓄えるための航空機用の可撓性を有する燃料タンクと、前記燃料タンクを搭載する前記航空機の重心の位置に応じて決定された圧力分布で前記燃料タンクを加圧することによって、前記燃料を前記燃料タンクから排出させる加圧系とを備える。
また、本発明の実施形態に係る燃料供給方法は、燃料を蓄えるための航空機用の可撓性を有する燃料タンクを加圧することによって、前記燃料を前記燃料タンクから排出させる燃料供給方法において、前記燃料タンクを搭載する前記航空機の重心の位置に応じて決定された圧力分布で前記燃料タンクを加圧するようにしたものである。
また、本発明の実施形態に係る航空機は、上述した燃料供給システムを備えるものである。

本発明の第１の実施形態に係る燃料供給システムを備えた航空機の構成図。 本発明の第２の実施形態に係る燃料供給システムを備えた航空機の構成図。 図２に示す圧力調節系による圧力の制御方法の一例を説明する図。 複数の弾性体で第１のサブタンク、第２のサブタンク及び第３のサブタンクで構成される燃料タンクに圧力を与える場合において、各弾性体のばね定数を可変制御できるようにした場合の例を示す図。 本発明の第３の実施形態に係る燃料供給システムを備えた航空機の構成図。 本発明の第４の実施形態に係る燃料供給システムを備えた航空機の構成図。

本発明の実施形態に係る燃料供給システム、燃料供給方法及び航空機について添付図面を参照して説明する。

（第１の実施形態）
（構成及び機能）
図１は本発明の第１の実施形態に係る燃料供給システムを備えた航空機の構成図である。

燃料供給システム１は、航空機２に備えられる装置である。燃料供給システム１は、燃料を蓄えるための燃料タンク３と、燃料を燃料タンク３から排出させる加圧系４とを備えている。

燃料タンク３は、航空機２用の可撓性を有するブラダタンクである。ブラダタンクは、航空燃料と接触しても劣化しない合成ゴム等の弾性体で構成される。図１は、航空機２が小型無人機である場合の例を示している。小型無人機に使用されるブラダタンクは、概ね円筒状の構造を有する胴体の内部に設置される。通常、ブラダタンク内の燃料を使い切ることはなく、必ず燃料が残留する。このため、小型無人機に使用されるブラダタンクは通常交換されず、ブラダタンクに燃料が補充される。

もちろん、燃料タンク３を固定翼機等の小型又は大型有人機に搭載してもよい。燃料タンク３を大型機に搭載する場合には、主翼の内部に燃料タンク３を搭載することもできる。

加圧系４は、燃料タンク３を外部から加圧することによって、燃料を燃料タンク３から排出させるためのシステムである。特に、加圧系４は、燃料タンク３を搭載する航空機２の機体の重心Ｇの位置に応じて決定された圧力分布で燃料タンク３を加圧するように構成されている。

航空機２の飛行中には、燃料の消費に伴う機体の重心Ｇの移動を低減させることが重要である。例えば、胴体の内部にブラダタンクを収納した小型無人機の場合であれば、燃料の減少によって重心Ｇが下方に移動し、機体が傾いてしまう恐れがある。

そこで、加圧系４は、燃料の消費に伴う航空機２の機体の重心Ｇの位置の移動量が低減されるように決定された圧力分布で燃料タンク３を加圧するように構成される。具体的には、航空機２の重心Ｇの位置から離れた位置では高い圧力で燃料タンク３を加圧する一方、航空機２の重心Ｇの位置に近い位置では低い圧力で燃料タンク３を加圧するようにすることができる。

そうすると、燃料は航空機２の重心Ｇの位置から離れた部分から減っていくことになる。このため、燃料が減っても、燃料の重心の位置を、できるだけ航空機２の重心Ｇの位置の近傍に留めておくことができる。その結果、燃料の消費に伴う航空機２の重心Ｇの位置の移動量を低減させることができる。

そのために、加圧系４は、複数の加圧機構５を有する。そして、加圧系４は、複数の加圧機構５を用いて燃料タンク３の異なる部分を異なる圧力で加圧するように構成される。

例えば、少なくとも２種類の圧力で燃料タンク３を加圧する場合であれば、燃料タンク３の第１の部分が第１の圧力で加圧機構５により加圧される一方、燃料タンク３の、第１の部分と異なる第２の部分が第１の圧力よりも低い第２の圧力で別の加圧機構５により加圧される。この場合、燃料の消費に伴う航空機２の重心Ｇの移動量を低減させるためには、航空機２の機体の重心Ｇの位置から第２の部分よりも離れた位置にある第１の部分を高い第１の圧力で加圧する一方、航空機２の機体の重心Ｇの位置から第１の部分よりも近い位置にある第２の部分を第１の圧力よりも低い第２の圧力で加圧することが必要である。

すなわち、第１の圧力及び第２の圧力を付加する燃料タンク３の第１の部分及び第２の部分は、燃料タンク３を搭載する航空機２の重心Ｇの位置からの距離に基づいて決定することができる。具体的には、燃料タンク３の第１の部分の重心Ｇからの距離が燃料タンク３の第２の部分の重心Ｇからの距離よりも大きくなるように、燃料タンク３の第１の部分及び第２の部分を決定することができる。尚、航空機２の重心Ｇは、例えば、燃料タンク３に燃料を充填させた状態における重心としても良いし、平均的な量の燃料を燃料タンク３に充填させた状態における重心としても良い。

このように、燃料タンク３に、機体の重心Ｇからの距離に基づいて優先順位が高い部分を決定し、機体の重心Ｇからの距離が遠い部分ほど、高い圧力で優先的に加圧するように複数の加圧機構５を設計することができる。

具体例として、図１に示すように航空機２が小型無人機であれば、燃料タンク３は、機体の重心Ｇと重なる胴体内の位置に配置される。このため、加圧系４を、機体の重心Ｇから離れた燃料タンク３の両側の第１の部分を相対的に高い第１の圧力で加圧する一方、機体の重心Ｇに近い燃料タンク３の中央の第２の部分を第１の圧力よりも相対的に低い第２の圧力で加圧するように構成することができる。

複数の加圧機構５を用いて燃料タンク３の異なる部分を異なる圧力で加圧する場合、燃料タンク３の構造を、複数のサブタンク６を連結した構造とすることができる。この場合、複数の加圧機構５を用いて複数のサブタンク６をそれぞれサブタンク６ごとに決定された圧力で加圧することができる。すなわち、燃料タンク３を複数のサブタンク６に分割すれば、異なる圧力が負荷される燃料タンク３の複数の部分を互いに分離することが可能となる。しかも、各加圧機構５による加圧方向を規制することが容易となる。

また、燃料タンク３の構造を、複数のサブタンク６を連結した構造とする場合、燃料の排出口７を、複数のサブタンク６のうちの１つにのみ設けることがエンジン８への燃料の供給系統の構成を簡易にする観点から好適である。特に、ロケット型の小型無人機の場合、エンジン８の数は１つである。このため、燃料タンク３の排出口７の数を１つにすれば、単一の供給管を用いて合流点を設けずに燃料タンク３とエンジン８とを連結することができる。もちろん、航空機２が複数のエンジン８を備える場合であっても、エンジン８ごとに燃料タンク３が搭載される場合であれば、同様に燃料タンク３の排出口７の数を１つにすることによって燃料の配管構造を簡易にすることができる。

逆に、サブタンク６ごとに排出口７を設けてもよい。その場合には、複数のサブタンク６に連結される燃料の供給管同士が互いに連結されることになる。また、サブタンク６ごとに排出口７を設ける場合には、サブタンク６同士を連結することが必ずしも必要ではない。

図１に示す例では、燃料タンク３が、第１のサブタンク６Ａ、第２のサブタンク６Ｂ及び第３のサブタンク６Ｃの３つのサブタンク６を航空機２の進行方向に並べた構造を有している。すなわち、第２のサブタンク６Ｂが航空機２の重心Ｇと重なる位置に配置され、第１のサブタンク６Ａ及び第３のサブタンク６Ｃが第２のサブタンク６Ｂの両側に配置されている。そして、中央の第２のサブタンク６Ｂにのみ排出口７が設けられている。燃料は重力によって下方に溜まるため、排出口７は第２のサブタンク６Ｂの底面に形成されている。

第１のサブタンク６Ａ、第２のサブタンク６Ｂ及び第３のサブタンク６Ｃは、それぞれケーシング９内に設置することが加圧機構５による各サブタンク６の加圧方向を規制する観点から現実的である。各サブタンク６の形状は任意であるが、航空機２の胴体に各サブタンク６を収納する場合であれば、例えば、胴体の形状に合わせて航空機２の前後方向を長さ方向とする概ね円柱状の形状とすることができる。従って、ケーシング９の形状もサブタンク６にフィットする形状とすることが合理的である。

但し、ケーシング９には、加圧機構５でサブタンク６の上面側を加圧するための開口部を設けることが必要である。従って、ケーシング９は、例えば、上面側が開放される一方、下面側が円筒状の一部となった形状を有する剛体で構成することができる。ケーシング９の素材としては、複合材、アルミニウム又は樹脂等の軽くて必要な強度を有する材料を用いることができる。

第１のサブタンク６Ａ、第２のサブタンク６Ｂ及び第３のサブタンク６Ｃに共通の１つの排出口７を設ける場合、第１のサブタンク６Ａ、第２のサブタンク６Ｂ及び第３のサブタンク６Ｃを互いに排出口７に近い下方の位置で連結することが必要である。そこで、ケーシング９に孔又はスリットを設けてサブタンク６同士を連結することができる。

ケーシング９にスリットを形成する場合には、スリットを通る平坦な流路でサブタンク６同士を連結することができる。一方、ケーシング９に貫通孔を形成する場合には、図１に例示されるように、サブタンク６同士を配管１０で連結することができる。従って、燃料タンク３は、複数のサブタンク６が繋がった特殊な形状を有するブラダタンクとして製作しても良いし、単純な形状を有する複数のブラダタンクに連結口を形成して配管１０で連結することによって製作してもよい。

サブタンク６同士を配管１０で連結する場合のように、サブタンク６間における流路が狭い場合には、各サブタンク６に燃料の補充口１１を設けることが現実的である。但し、サブタンク６間における流路が十分に広く、サブタンク６間における流路を利用して燃料を補充できる場合には、複数のサブタンク６に共通の補充口１１を設けるようにしてもよい。燃料の補充口１１は、加圧機構５との干渉がないサブタンク６の上方の位置に設けることができる。

ケーシング９の開口部からサブタンク６の上面を加圧する加圧機構５には、ばねやゴム等の弾性体１２を用いることができる。すなわち、加圧系４は、複数の弾性体１２を用いて燃料タンク３の各サブタンク６それぞれを異なる圧力で加圧するように構成することができる。弾性体１２の材質は任意であるが、鉛等の毒性を有する物質やマグネシウム等の可燃性を有する物質を弾性体１２の素材として使用することは不適切である。

図１に示すように、燃料タンク３が重心Ｇと重なる第２のサブタンク６Ｂと、両側の第１のサブタンク６Ａ及び第３のサブタンク６Ｃで構成される場合には、機体の重心Ｇから離れた第１のサブタンク６Ａ及び第３のサブタンク６Ｃを相対的に高い第１の圧力で加圧する第１の部分に決定する一方、第２のサブタンク６Ｂを相対的に低い第２の圧力で加圧する第２の部分に決定することができる。

そして、第１のばね定数を有する第１の弾性体１２Ａを用いて燃料タンク３の第１の部分として決定された第１のサブタンク６Ａ及び第３のサブタンク６Ｃに対して相対的に高い第１の圧力で加圧することができる。一方、第１のばね定数よりも小さい第２のばね定数を有する第２の弾性体１２Ｂを用いて燃料タンク３の第２の部分として決定された中央の第２のサブタンク６Ｂに対して第１の圧力よりも低い第２の圧力で加圧することができる。つまり、加圧の優先順位が高い燃料タンク３の部分に対応する弾性体１２のばね定数を、加圧の優先順位が低い燃料タンク３の部分に対応する弾性体１２のばね定数よりも大きくすることができる。

これにより、航空機２の重心Ｇから離れた第１のサブタンク６Ａ及び第３のサブタンク６Ｃを、それぞればね定数が相対的に大きい第１の弾性体１２Ａで先に潰す一方、航空機２の重心Ｇに近い中央の第２のサブタンク６Ｂを、ばね定数が相対的に小さい第２の弾性体１２Ｂで最後に潰すことができる。その結果、燃料の消費に伴う燃料タンク３の重心の移動量及び航空機２の重心Ｇの移動量を低減させることができる。

弾性体１２が押し当てられる各サブタンク６の上面は、概ね円柱の側面と同様な曲面となっている。このため、図１に示すように各弾性体１２の端部に押当て板１３を設け、押当て板１３を各サブタンク６の上面に押し当てるようにしてもよい。

各弾性体１２のばね定数は、実際の試験で経験的に決定することができる。或いは、シミュレーションで各弾性体１２のばね定数を決定することもできる。シミュレーションでばね定数を決定する場合には、例えば、ばね定数をパラメータとして航空機２の重心Ｇの移動量を最小化する最適化計算によって最適なばね定数を求めることができる。最適なばね定数を求めるための最適化計算には、各サブタンク６のサイズ及び形状、各弾性体１２と各サブタンク６の接触面積、航空機２の重心Ｇの移動量の許容範囲、各サブタンク６の連結部分の構造等を用いることができる。

以上のような燃料供給システム１は、燃料の消費に伴う航空機２の重心Ｇの移動量が低減されるように、燃料タンク３の異なる部分を異なる圧力で加圧できるようにしたものである。そのために、燃料タンク３を複数のサブタンク６に分割し、サブタンク６ごとに優先順位を設けて弾性体１２で加圧できるようにしたものである。

（効果）
このため、燃料供給システム１によれば、燃料の消費に伴う航空機２の重心Ｇの移動量を低減することができる。また、燃料タンク３を加圧するために弾性体１２を用いることによって、加圧用の外気や排気を取り込むシステムを不要にすることができる。その結果、燃料タンク３の構造を簡易にすることができる。更に、燃料タンク３を複数のサブタンク６に分割し、共通の排出口７を設けるようにすれば、サブタンク６ごとに所望の圧力で加圧する一方、燃料タンク３とエンジン８との間における燃料の配管系統を簡素化することができる。

（第２の実施形態）
図２は本発明の第２の実施形態に係る燃料供給システムを備えた航空機の構成図である。

図２に示された第２の実施形態における燃料供給システム１Ａでは、燃料タンク３を加圧するために弾性体１２に代わりにエアを用いた点と、燃料タンク３に負荷される圧力分布を調節できるようにした点が第１の実施形態における燃料供給システム１と相違する。第２の実施形態における燃料供給システム１Ａの他の構成及び作用については第１の実施形態における燃料供給システム１と実質的に異ならないため同一の構成又は対応する構成については同符号を付して説明を省略する。

第２の実施形態における燃料供給システム１Ａの加圧系４は、複数の加圧機構５Ａに加えて、エア抽気管２０及びエアコンプレッサ２１を有する。また、燃料供給システム１Ａには、必要に応じて圧力調節系２２を設けることができる。

燃料供給システム１Ａの各加圧機構５Ａは、加圧容器２３、エア供給口２４、供給エア制御弁２５、エア排出口２６及び排出エア制御弁２７を有する。各加圧容器２３の内部には、サブタンク６が収納される。

エア抽気管２０は、燃料タンク３を構成する複数のサブタンク６を加圧するためのエアを取り込むための配管である。燃料タンク３を加圧するためのエアとしては、外気の他、エンジン８における燃焼前の圧縮エアが挙げられる。従って、燃料タンク３を加圧するためのエアとして外気を用いる場合には、エア抽気管２０の一端が外気を取り込むことが可能な位置に配置される。一方、燃料タンク３を加圧するためのエアとしてエンジン８における燃焼前の圧縮エアを用いる場合には、エア抽気管２０の一端が燃焼前の圧縮エアを取り込むことが可能な位置に配置される。

エアコンプレッサ２１は、エア抽気管２０によって抽気されたエアの圧力が燃料タンク３を加圧するために不十分である場合において必要に応じて設けられる。エアコンプレッサ２１では、エア抽気管２０によって抽気されたエアの圧力が、燃料タンク３を加圧するために必要な圧力まで昇圧される。

エアコンプレッサ２１の出力側と連結されるエア抽気管２０は分岐して各加圧容器２３に取付けられたエア供給口２４と連結される。各エア供給口２４には、供給エア制御弁２５が設けられ、加圧容器２３内へのエアの流量を制御することができる。一方、各加圧容器２３には、エア排出口２６が取付けられる。各エア排出口２６には、排出エア制御弁２７が設けられ、加圧容器２３から排出されるエアの流量を制御することができる。

このため、各加圧容器２３に取付けられた供給エア制御弁２５及び排出エア制御弁２７の少なくとも一方の開度を調節することによって、エアの流入量と排出量との差によって定まる各加圧容器２３内におけるエアの圧力を加圧容器２３間で変えることができる。これにより、複数のサブタンク６を所望の圧力で独立して加圧することが可能となる。すなわち、剛体である加圧容器２３と可撓性を有するサブタンク６との間における空隙に流入させたエアの圧力を加圧容器２３間で変えることによって、複数のサブタンク６を異なる圧力で加圧することができる。

図２に示すように、燃料タンク３が重心Ｇと重なる第２のサブタンク６Ｂと、両側の第１のサブタンク６Ａ及び第３のサブタンク６Ｃで構成される場合には、機体の重心Ｇから離れた第１のサブタンク６Ａ及び第３のサブタンク６Ｃを相対的に高い第１の圧力で加圧する第１の部分に決定する一方、第２のサブタンク６Ｂを相対的に低い第２の圧力で加圧する第２の部分に決定することができる。

従って、供給エア制御弁２５及び排出エア制御弁２７の少なくとも一方の開度を調節することによって、第１の量のエアを用いて燃料タンク３の第１の部分として決定された第１のサブタンク６Ａ及び第３のサブタンク６Ｃに対して相対的に高い第１の圧力で加圧することができる。一方、第１の量よりも少ない第２の量のエアを用いて燃料タンク３の第２の部分として決定された中央の第２のサブタンク６Ｂに対して第１の圧力よりも低い第２の圧力で加圧することができる。つまり、加圧の優先順位が高い燃料タンク３の部分へのエアの供給量を、加圧の優先順位が低い燃料タンク３の部分へのエアの供給量よりも大きくすることができる。

これにより、航空機２の重心Ｇから離れた第１のサブタンク６Ａ及び第３のサブタンク６Ｃを、それぞれ相対的に多い第１の量のエアで先に潰す一方、航空機２の重心Ｇに近い中央の第２のサブタンク６Ｂを、相対的に少ない第２の量のエアで最後に潰すことができる。その結果、燃料の消費に伴う燃料タンク３の重心の移動量及び航空機２の重心Ｇの移動量を低減させることができる。

複数のサブタンク６をそれぞれ加圧容器２３に収納する場合においても、複数のサブタンク６を互いに連結することによって単一の排出口７から燃料をエンジン８に供給することが可能となる。その場合には、加圧容器２３に貫通孔又はスリットが設けられ、加圧容器２３の貫通孔又はスリットを通る配管１０等の流路によって複数のサブタンク６を互いに連結することができる。但し、加圧容器２３の貫通孔又はスリットと、複数のサブタンク６を連結する流路との間にエアが漏れるような空隙を形成しないことが、各加圧容器２３内における圧力をより高精度に制御する観点から重要である。

供給エア制御弁２５及び排出エア制御弁２７の開度は、航空機２の飛行前に予め調整しておき、飛行中には開度を固定してもよい。但し、航空機２の飛行中において供給エア制御弁２５及び排出エア制御弁２７の少なくとも一方の開度を可変制御すれば、航空機２の重心Ｇの移動量を低減させるためにより適切な圧力分布で燃料タンク３を加圧することが可能となる。

そこで、供給エア制御弁２５及び排出エア制御弁２７の少なくとも一方の開度を制御することによって燃料タンク３に負荷される圧力分布を調整する圧力調節系２２を設けることができる。圧力調節系２２は、供給エア制御弁２５及び排出エア制御弁２７の少なくとも一方の開度を制御するための制御信号を生成し、生成した制御信号を供給エア制御弁２５及び排出エア制御弁２７の少なくとも一方に供給するシステムである。制御信号はエア信号又は電気信号として生成することができる。

圧力調節系２２のうち、電気信号を処理する構成要素は電気回路で構成することができる。特に、デジタル情報の処理を行う構成要素は、コンピュータにプログラムを読込ませた電子回路で構成することができる。一方、圧力調節系２２のうち、エア信号を処理する構成要素はエア回路で構成することができる。

燃料の消費に伴ってサブタンク６内の燃料の量が減少すると、サブタンク６のサイズが減少する。従って、各加圧容器２３内へのエアの供給量と各加圧容器２３からのエアの排出量との差が一定である場合には、各加圧容器２３におけるエアの圧力が燃料の消費に伴って減少することになる。

そこで、燃料の消費に起因する各加圧容器２３におけるエアの圧力の低下が抑制されるように、圧力調節系２２により、供給エア制御弁２５及び排出エア制御弁２７の少なくとも一方の開度を制御することができる。更に、サブタンク６のサイズ及びサブタンク６内に残留する燃料の量が変化しても、航空機２の重心Ｇの移動量を低減させ、かつエンジン８に向けて適切な流量の燃料を供給するために適切な圧力がサブタンク６に負荷されるように、圧力調節系２２により、供給エア制御弁２５及び排出エア制御弁２７の少なくとも一方の開度を制御することもできる。

燃料の消費に起因する各加圧容器２３におけるエアの圧力の低下を抑制するためには、燃料の消費量が増加するにつれて供給エア制御弁２５の開度を徐々に大きくすることによって各加圧容器２３内へのエアの供給量を増加させる制御及び燃料の消費量が増加するにつれて排出エア制御弁２７の開度を徐々に小さくすることによって各加圧容器２３からのエアの排出量を減少させる制御の少なくとも一方を行えばよい。

供給エア制御弁２５及び排出エア制御弁２７の少なくとも一方の開度の制御は、試験やシミュレーションを行うことによって予め作成した制御プログラムによって圧力調節系２２により行うことができる。すなわち、供給エア制御弁２５及び排出エア制御弁２７の少なくとも一方の開度の時間変化を予め決定しておき、開度を時間的に変化させる制御を行うことができる。例えば、航空機２の飛行時間をパラメータとして供給エア制御弁２５の開度を徐々に大きくする制御や排出エア制御弁２７の開度を徐々に小さくする制御を行うことができる。この場合、制御アルゴリズムが非常に簡易となる。

或いは、各加圧容器２３内における圧力をより高精度に制御するために、燃料の消費量又は燃料の残量を測定し、測定して得られた燃料の消費量又は燃料の残量に基づいて各加圧容器２３内における圧力を制御することもできる。また、各加圧容器２３内における圧力を測定し、圧力の測定値を圧力の制御値に近づけるフィードバック制御やフィードフォワード制御を行うこともできる。

燃料の消費量又は残量に基づく圧力制御を行う場合には、燃料の消費量又は残量を測定するために必要なセンサが設けられる。また、各加圧容器２３内における圧力のフィードバック制御又はフィードフォワード制御を行う場合には、各加圧容器２３内における圧力を測定するために必要なセンサが設けられる。

図３は、図２に示す圧力調節系２２による圧力の制御方法の一例を説明する図である。

図３は、燃料タンク３の各部に燃料の流量計３０Ａ、３０Ｂ、３０Ｃ及びエアの圧力計３１Ａ、３１Ｂ、３１Ｃを取付け、流量計３０Ａ、３０Ｂ、３０Ｃ及び圧力計３１Ａ、３１Ｂ、３１Ｃの測定値に基づいて供給エア制御弁２５及び排出エア制御弁２７の開度を圧力調節系２２が制御する場合の例を示している。

より具体的には、第１のサブタンク６Ａと第２のサブタンク６Ｂとの間における燃料の流路、第３のサブタンク６Ｃと第２のサブタンク６Ｂとの間における燃料の流路及び第２のサブタンク６Ｂの排出口７からエンジン８に向かう燃料の流路に、それぞれ流量計３０Ａ、３０Ｂ、３０Ｃが取付けられる。従って、第１のサブタンク６Ａから排出され、第２のサブタンク６Ｂに流入する燃料の流量、第３のサブタンク６Ｃから排出され、第２のサブタンク６Ｂに流入する燃料の流量及び第２のサブタンク６Ｂから排出される燃料の流量を計測することができる。

更に、第１のサブタンク６Ａと加圧容器２３との間におけるエアの圧力を測定するための圧力計３１Ａ、第２のサブタンク６Ｂと加圧容器２３との間におけるエアの圧力を測定するための圧力計３１Ｂ及び第３のサブタンク６Ｃと加圧容器２３との間におけるエアの圧力を測定するための圧力計３１Ｃが取付けられる。従って、第１のサブタンク６Ａ、第２のサブタンク６Ｂ及び第３のサブタンク６Ｃに負荷されるエアの圧力をそれぞれ計測することができる。

各流量計３０Ａ、３０Ｂ、３０Ｃにより計測された燃料の流量の検出値及び各圧力計３１Ａ、３１Ｂ、３１Ｃにより計測された圧力の検出値は、それぞれ検出信号として圧力調節系２２に出力される。

流量計３０Ａ、３０Ｂ、３０Ｃによって第１のサブタンク６Ａ、第２のサブタンク６Ｂ及び第３のサブタンク６Ｃからの燃料の排出量及び第２のサブタンク６Ｂへの燃料の流入量が計測できれば、第１のサブタンク６Ａ、第２のサブタンク６Ｂ及び第３のサブタンク６Ｃ内における燃料の使用量及び残量を求めることができる。このため、圧力調節系２２において、第１のサブタンク６Ａ、第２のサブタンク６Ｂ及び第３のサブタンク６Ｃ内における燃料の使用量又は残量に基づいて、第１のサブタンク６Ａ、第２のサブタンク６Ｂ及び第３のサブタンク６Ｃに負荷するべきエアの圧力の制御値を決定することができる。

例えば、燃料の使用量が増加し、燃料の残量が減少する程、第１のサブタンク６Ａ、第２のサブタンク６Ｂ及び第３のサブタンク６Ｃに負荷するべきエアの圧力の制御値を増加させることができる。或いは、燃料の使用量及び残量に関わらず、第１のサブタンク６Ａ、第２のサブタンク６Ｂ及び第３のサブタンク６Ｃに負荷されるエアの圧力の制御値を一定に設定することもできる。

エアの圧力の制御値は、第１のサブタンク６Ａ、第２のサブタンク６Ｂ及び第３のサブタンク６Ｃにおける燃料の使用量又は残量を直接パラメータとして設定してもよいし、第１のサブタンク６Ａ、第２のサブタンク６Ｂ及び第３のサブタンク６Ｃの燃料の最大容量と残量との差又は比をパラメータとして設定してもよい。

一方、圧力調節系２２では、各圧力計３１Ａ、３１Ｂ、３１Ｃから第１のサブタンク６Ａ、第２のサブタンク６Ｂ及び第３のサブタンク６Ｃに実際に負荷されている圧力の計測値を取得することができる。

第１のサブタンク６Ａ、第２のサブタンク６Ｂ及び第３のサブタンク６Ｃに負荷されるエアの圧力の制御値が設定され、かつ第１のサブタンク６Ａ、第２のサブタンク６Ｂ及び第３のサブタンク６Ｃに負荷されている圧力の計測値が取得されると、第１のサブタンク６Ａ、第２のサブタンク６Ｂ及び第３のサブタンク６Ｃをそれぞれ収納する加圧容器２３内に供給すべきエアの流量を設定することができる。すなわち、各サブタンク６に負荷されるべきエアの圧力の制御値と、圧力の計測値との差が小さくなるようにエアの供給量を設定することができる。

第１のサブタンク６Ａ、第２のサブタンク６Ｂ及び第３のサブタンク６Ｃをそれぞれ収納する加圧容器２３内に供給すべきエアの流量が設定されると、供給エア制御弁２５の開度の制御値及び排出エア制御弁２７の開度の制御値を、それぞれ設定することができる。具体的には、ある加圧容器２３内における圧力を増加させる場合であれば、対応する供給エア制御弁２５の開度が大きくなる一方、排出エア制御弁２７の開度が小さくなるように、供給エア制御弁２５及び排出エア制御弁２７の制御信号を生成することができる。

圧力調節系２２において生成された各制御信号は、電気信号又はエア信号として供給エア制御弁２５及び排出エア制御弁２７に出力される。すなわち、圧力調節系２２からの制御信号によって供給エア制御弁２５の開度及び排出エア制御弁２７の開度がそれぞれ制御される。その結果、第１のサブタンク６Ａ、第２のサブタンク６Ｂ及び第３のサブタンク６Ｃをそれぞれ収納する加圧容器２３内における圧力を、目標値に近づけることができる。例えば、燃料の消費量が増加する程、供給エア制御弁２５の開度を大きくする一方、排出エア制御弁２７の開度を小さくし、各加圧容器２３内における圧力を一定又は増加させることができる。

尚、図３に示す例では、各加圧容器２３内における圧力をフィードバック制御又はフィードフォワード制御の対象としたが、第１のサブタンク６Ａ、第２のサブタンク６Ｂ及び第３のサブタンク６Ｃ内における燃料の圧力をフィードバック制御又はフィードフォワード制御の対象としてもよい。また、第１のサブタンク６Ａ、第２のサブタンク６Ｂ及び第３のサブタンク６Ｃ内における燃料の使用量又は残量の代わりに第１のサブタンク６Ａ、第２のサブタンク６Ｂ及び第３のサブタンク６Ｃ内における燃料の圧力に基づいて圧力の制御値を決定するようにしてもよい。その場合には、第１のサブタンク６Ａ、第２のサブタンク６Ｂ及び第３のサブタンク６Ｃ内における燃料の圧力を計測するための圧力計が設けられる。

このように、第１のサブタンク６Ａ、第２のサブタンク６Ｂ及び第３のサブタンク６Ｃに負荷されている圧力、第１のサブタンク６Ａ、第２のサブタンク６Ｂ及び第３のサブタンク６Ｃ内における燃料の圧力及び第１のサブタンク６Ａ、第２のサブタンク６Ｂ及び第３のサブタンク６Ｃ内における燃料の残量又は使用量の少なくとも１つを直接又は間接的に測定し、測定値に基づいて、圧力調節系２２により第１のサブタンク６Ａ、第２のサブタンク６Ｂ及び第３のサブタンク６Ｃに負荷される圧力の制御値を可変設定することができる。

以上のような第２の実施形態における燃料供給システム１Ａによれば、第１の実施形態における燃料供給システム１の効果と同様な効果に加え、航空機２の飛行中に燃料タンク３に負荷される圧力分布を調節することができるという効果が得られる。

（変形例）
第１の実施形態においても、弾性体１２としてガススプリングを使用すれば、ガススプリングの内圧を調節することによって弾性体１２のばね定数を制御することができる。従って、第１の実施形態においても、第２の実施形態と同様な圧力分布の制御が可能である。また、弾性体１２として単純なばねを使用する場合であっても、伸縮機構の先端に弾性体１２を連結し、伸縮機構の伸縮量を制御するようにすれば、弾性体１２のばね定数を可変制御することが可能となる。

図４は、複数の弾性体１２で第１のサブタンク６Ａ、第２のサブタンク６Ｂ及び第３のサブタンク６Ｃで構成される燃料タンク３に圧力を与える場合において、各弾性体１２のばね定数を可変制御できるようにした場合の例を示す図である。尚、図４において図１に示す構成要素と同一又は対応する構成要素については同符号を付して説明を省略する。

図４に示すように、燃料供給システム１Ｂの加圧系４に備えられる各加圧機構５Ｂを、伸縮機構４０の先端に連結された弾性体１２で構成することができる。そして、伸縮機構４０の先端に連結された弾性体１２で第１のサブタンク６Ａ、第２のサブタンク６Ｂ及び第３のサブタンク６Ｃをそれぞれ加圧することができる。

伸縮機構４０には、シリンダ機構、ボールネジ或いはラックアンドピニオン等を利用した伸縮可能な任意の機構を用いることができる。各伸縮機構４０の伸縮量は、圧力調節系２２Ａによって制御できるように構成されている。各伸縮機構４０の伸縮量を変えれば、弾性体１２の長さが変化するため、弾性体１２のばね定数を可変制御することができる。従って、２種類以上の異なる圧力で第１のサブタンク６Ａ、第２のサブタンク６Ｂ及び第３のサブタンク６Ｃを加圧する場合であっても、同一のばね定数を有する弾性体１２を使用することができる。

具体的には、航空機２の重心Ｇから離れた第１のサブタンク６Ａ及び第３のサブタンク６Ｃを、それぞればね定数が相対的に大きくなるように伸縮量を相対的に長くした伸縮機構４０の先端に取付けられた第１の弾性体１２Ａで先に潰す一方、航空機２の重心Ｇに近い中央の第２のサブタンク６Ｂを、ばね定数が相対的に小さくなるように伸縮量を相対的に短くした伸縮機構４０の先端に取付けられた第２の弾性体１２Ｂで最後に潰すことができる。その結果、燃料の消費に伴う燃料タンク３の重心の移動量及び航空機２の重心Ｇの移動量を低減させることができる。

このように、図４に示すような構造を有する加圧機構５Ｂで燃料タンク３を加圧する場合や弾性体１２としてガススプリングを使用する場合には、弾性体１２の弾性力を測定するためのセンサ等の必要なセンサを設けることによって、航空機２の飛行中に燃料タンク３に負荷される圧力分布を圧力調節系２２Ａによって調節することができる。

すなわち、弾性体１２の弾性力又は第１のサブタンク６Ａ、第２のサブタンク６Ｂ及び第３のサブタンク６Ｃ内における燃料の圧力をターゲットとするフィードバック制御やフィードフォワード制御を行うことができる。また、弾性体１２の弾性力の制御値又は伸縮機構４０の伸縮量の制御値を、第１のサブタンク６Ａ、第２のサブタンク６Ｂ及び第３のサブタンク６Ｃ内における燃料の圧力、残量又は使用量に基づいて可変設定することができる。

これにより、燃料が消費される程、第１のサブタンク６Ａ、第２のサブタンク６Ｂ及び第３のサブタンク６Ｃに負荷される圧力を増加させる制御が可能となる。或いは、燃料が消費されても第１のサブタンク６Ａ、第２のサブタンク６Ｂ及び第３のサブタンク６Ｃに負荷される圧力を一定に維持する制御が可能となる。

（第３の実施形態）
図５は本発明の第３の実施形態に係る燃料供給システムを備えた航空機の構成図である。

図５に示された第３の実施形態における燃料供給システム１Ｃでは、燃料タンク３を加圧するための弾性体１２の配置及び燃料タンク３の構造が第１の実施形態における燃料供給システム１と相違する。第３の実施形態における燃料供給システム１Ｃの他の構成及び作用については第１の実施形態における燃料供給システム１と実質的に異ならないため同一の構成又は対応する構成については同符号を付して説明を省略する。

第３の実施形態における燃料供給システム１Ｃの加圧系４に備えられる複数の加圧機構５Ｃは、それぞれ弾性体１２で構成される。但し、弾性体１２が燃料タンク３に負荷する弾性力の向きが、燃料タンク３が搭載される航空機２の胴体等の構造体の上下方向とは異なる向きとなるように各弾性体１２が配置される。すなわち、燃料タンク３に弾性力を負荷する弾性体１２の向きを、航空機２の構造体の上下方向に限らず所望の向きにすることができる。従って、弾性体１２の向きを、航空機２の機体の重心Ｇの位置に向かう向きにすることができる。

これにより、燃料タンク３内における燃料の消費に伴う航空機２の重心Ｇの移動量を簡易な構造で低減させることができる。図５に示す例では、概ね円柱状の燃料タンク３が小型無人機の胴体の内部に搭載されている。このため、加圧系４の構造が、燃料タンク３の両側の端面を２つの弾性体１２によって左右から概ね水平方向に加圧する構造となっている。そのため、２つの弾性体１２の伸縮方向を規制し、かつ概ね円柱状の燃料タンク３を収納するための円筒状の剛体のケーシング５０の内部に２つの弾性体１２及び燃料タンク３が配置されている。

図５に示す例の場合には、燃料タンク３を必ずしも複数のサブタンク６に分割する必要がない。但し、燃料タンク３が搭載される航空機２の構造体の構造によっては、燃料タンク３を複数のサブタンク６に分割し、サブタンク６ごとに所望の方向から弾性体１２で加圧するようにしてもよい。

燃料タンク３を複数のサブタンク６に分割するか否かを問わず、燃料タンク３の加圧方向は任意である。例えば、斜め下方に向かって燃料タンク３を加圧するようにしてもよい。すなわち、燃料タンク３が搭載される航空機２の主翼や胴体等の構造体の上下方向と異なる向きで燃料タンク３を加圧することができる。この場合、燃料タンク３を収納するケーシングの底面に垂直でない向きで燃料タンク３が加圧されることになる。

もちろん、図４に示すように伸縮機構４０の先端に連結された弾性体１２で燃料タンク３を加圧するようにしてもよい。或いは、第２の実施形態のように、エアで燃料タンク３を加圧するようにしてもよい。従って、航空機２の飛行中に燃料タンク３に負荷される圧力分布の可変制御を行うことも可能である。エアで燃料タンク３を所定の向きで加圧する場合には、エアが所定の向きで燃料タンク３に圧力を負荷するように燃料タンク３を収納する加圧容器の構造を設計すればよい。

以上の第３の実施形態における燃料供給システム１Ｃは、加圧系４に備えられる複数の加圧機構５Ｃによる燃料タンク３の各加圧方向を、それぞれ燃料の消費に伴う航空機２の重心Ｇの移動量が低減されるように決定したものである。すなわち、加圧系４により、燃料タンク３に負荷される圧力分布を、異なる方向から負荷される複数の一様な圧力分布としたものである。このため、第３の実施形態における燃料供給システム１Ｃによれば、非常に簡易な構成で燃料の消費に伴う航空機２の重心Ｇの移動量を低減することができる。

（第４の実施形態）
図６は本発明の第４の実施形態に係る燃料供給システムを備えた航空機の構成図である。

図６に示された第４の実施形態における燃料供給システム１Ｄでは、単一の加圧機構５Ｄで燃料タンク３を加圧するようにした点が第３の実施形態における燃料供給システム１Ｃと相違する。第４の実施形態における燃料供給システム１Ｄの他の構成及び作用については第３の実施形態における燃料供給システム１Ｃと実質的に異ならないため同一の構成又は対応する構成については同符号を付して説明を省略する。

加圧系４による燃料タンク３の加圧方向を任意に決定する場合には、図６に示すように、単一の加圧機構５Ｄで燃料タンク３を一方向に加圧することもできる。例えば、航空機２の左右の主翼の内部にそれぞれ燃料タンク３が搭載される場合には、航空機２の重心が胴体の内部となる。そのような場合には、各主翼内に搭載された燃料タンク３を、単一の加圧機構５Ｄで胴体側に向かって加圧することができる。これにより、燃料タンク３内における燃料の消費に伴う航空機２の重心Ｇの移動量を簡易な構造で低減させることができる。

尚、図６に示す例では、加圧機構５Ｄとして単純な弾性体１２が用いられているが、図４に示すように伸縮機構４０の先端に連結された弾性体１２やエアを用いて燃料タンク３を加圧するようにしてもよい。従って、第４の実施形態においても、航空機２の飛行中に燃料タンク３に負荷される圧力分布の可変制御を行うことが可能である。

以上のような第４の実施形態における燃料供給システム１Ｄは、加圧系４に備えられる単一の加圧機構５Ｄによる燃料タンク３の加圧方向を、燃料の消費に伴う航空機２の重心Ｇの移動量が低減されるように決定したものである。すなわち、加圧系４により、燃料タンク３に負荷される圧力分布を、一方向から負荷される一様な圧力分布としたものである。このため、第４の実施形態における燃料供給システム１Ｄによれば、非常に簡易な構成で燃料の消費に伴う航空機２の重心Ｇの移動量を低減することができる。

（他の実施形態）
以上、特定の実施形態について記載したが、記載された実施形態は一例に過ぎず、発明の範囲を限定するものではない。ここに記載された新規な方法及び装置は、様々な他の様式で具現化することができる。また、ここに記載された方法及び装置の様式において、発明の要旨から逸脱しない範囲で、種々の省略、置換及び変更を行うことができる。添付された請求の範囲及びその均等物は、発明の範囲及び要旨に包含されているものとして、そのような種々の様式及び変形例を含んでいる。

例えば、上述した各実施形態では、燃料タンク３を弾性体１２又はエアで加圧する場合について説明したが、油圧で燃料タンク３を加圧するようにしてもよい。特に、車輪や翼等の構造体を油圧で駆動させる油圧系を備えた航空機の場合には、当該油圧系で燃料タンク３を加圧することができる。

また、各実施形態における特徴を互いに組合わせることもできる。
また、上述した各実施形態では、燃料の消費に伴う航空機２の機体の重心位置の移動量を低減する場合を例に説明したが、飛行中において機体の重心位置を適切な位置に意図的に移動させる制御を行うようにしてもよい。

１、１Ａ、１Ｂ、１Ｃ、１Ｄ 燃料供給システム
２ 航空機
３ 燃料タンク
４ 加圧系
５、５Ａ、５Ｂ、５Ｃ、５Ｄ 加圧機構
６、６Ａ、６Ｂ、６Ｃ サブタンク
７ 排出口
８ エンジン
９ ケーシング
１０ 配管
１１ 補充口
１２、１２Ａ、１２Ｂ 弾性体
１３ 押当て板
２０ エア抽気管
２１ エアコンプレッサ
２２、２２Ａ 圧力調節系
２３ 加圧容器
２４ エア供給口
２５ 供給エア制御弁
２６ エア排出口
２７ 排出エア制御弁
３０Ａ、３０Ｂ、３０Ｃ 流量計
３１Ａ、３１Ｂ、３１Ｃ 圧力計
４０ 伸縮機構
５０ ケーシング
Ｇ 重心

Claims (12)

1. 燃料を蓄えるための航空機用の可撓性を有する燃料タンクと、
   前記燃料タンクを搭載する前記航空機の重心の位置に応じて決定された圧力分布で前記燃料タンクを加圧することによって、前記燃料を前記燃料タンクから排出させる加圧系と、
   を備える燃料供給システム。
2. 前記加圧系は、前記燃料の消費に伴う前記重心の位置の移動量が低減されるように決定された圧力分布で前記燃料タンクを加圧するように構成される請求項１記載の燃料供給システム。
3. 前記加圧系は、前記航空機の重心の位置から離れた位置にある前記燃料タンクの第１の部分を第１の圧力で加圧する一方、前記航空機の重心の位置から前記第１の部分よりも近い位置にある第２の部分を前記第１の圧力よりも低い第２の圧力で加圧するように構成される請求項１又は２記載の燃料供給システム。
4. 前記燃料タンクは、前記重心と重なる位置に配置され、
   前記加圧系は、前記重心から離れた前記燃料タンクの両側の第１の部分を第１の圧力で加圧する一方、前記重心に近い前記燃料タンクの中央の第２の部分を前記第１の圧力よりも低い前記第２の圧力で加圧するように構成される請求項１乃至３のいずれか１項に記載の燃料供給システム。
5. 前記燃料タンクは、複数のサブタンクを連結した構造を有し、
   前記加圧系は、複数の加圧機構を用いて前記複数のサブタンクをそれぞれ前記サブタンクごとに決定された圧力で加圧するように構成される請求項１乃至４のいずれか１項に記載の燃料供給システム。
6. 前記燃料の排出口を、前記複数のサブタンクのうちの１つにのみ設けた請求項５記載の燃料供給システム。
7. 前記加圧系は、前記燃料タンクが搭載される前記航空機の構造体の上下方向とは異なる向きで前記燃料タンクを加圧するように構成される請求項１又は２記載の燃料供給システム。
8. 前記加圧系は、エアを用いて前記燃料タンクを加圧するように構成される請求項１乃至７のいずれか１項に記載の燃料供給システム。
9. 前記加圧系は、弾性体を用いて前記燃料タンクを加圧するように構成される請求項１乃至７のいずれか１項に記載の燃料供給システム。
10. 前記圧力分布を調整する圧力調節系を更に備える請求項１乃至９のいずれか１項に記載の燃料供給システム。
11. 燃料を蓄えるための航空機用の可撓性を有する燃料タンクを加圧することによって、前記燃料を前記燃料タンクから排出させる燃料供給方法において、
    前記燃料タンクを搭載する前記航空機の重心の位置に応じて決定された圧力分布で前記燃料タンクを加圧する燃料供給方法。
12. 請求項１乃至１０のいずれか１項に記載の燃料供給システムを備えた航空機。

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