JP6086701B2 - 窒素富化ガス供給システム、航空機 - Google Patents

Description

本発明は、窒素が空気よりも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（ＡＳＭ：Air Separation Module)が用いられている。そして、空気分離モジュール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は、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、ＮＥＡにおける不活性ガスの濃度、および、燃料タンクに供給されるＮＥＡの供給量を制御対象としている。また、特許文献１は、航空機が離陸してから着陸するまでの飛行過程に応じて、これらの二つの制御対象を調整する。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

特許文献１によると、燃費を向上しながらも、燃料タンクが爆発するのを防止できるとされているが、航空機には運行コストの低減が常に求められている。
本発明は、このような課題に基づいてなされたもので、ＮＥＡの供給源に抽気を用い、生成されたＮＥＡを燃料タンクに供給するシステムにおいて、より一層の燃費の向上を図ることを目的とする。

本発明は、空気よりも窒素が富化された窒素富化ガス（ＮＥＡ）を航空機の燃料タンクに供給するシステムであって、航空機の飛行用エンジンからの抽気が供給されることで、ＮＥＡを生成する窒素富化部と、燃料タンクへのＮＥＡの供給量を制御する流量調整部と、流量調整部における供給量を制御する制御部と、を備えている。
そして本発明のガス供給システムは、航空機の下降過程の少なくとも一部において、燃料タンクに供給が必要とされるガスの必要量Ｆｎと所定の関係を有する供給流量Ｆｓとなるとともに、所定高さよりも低い領域では、供給流量Ｆｓは必要量Ｆｎよりも低く制限されるように流量調整部の供給量を、制御部が制御することを特徴とする。

本発明において、必要量Ｆｎは、気体の状態方程式に基づいて定めることができ、また、供給流量Ｆｓは、必要量Ｆｎにマージン流量Ｆｍを加算して設定することができる。そうすれば、下降過程における航空機の高度の変遷に応じた適切な供給流量Ｆｓを精度よく設定できる。

本発明における必要量Ｆｎは、より具体的には、以下の式（３）に基づいて求めることができる。
Δｎ＝ΔＰ・Ｖｕ／Ｒ・Ｔ … 式（３）
Δｎ：気体の物理量 ΔＰ：単位時間当たりの圧力変化量 Ｖｕ：タンク内の内部空間体積
Ｒ：気体定数 Ｔ：温度
本発明は、式（３）における圧力変化量ΔＰを得るのに、少なくとも以下の２つの方法を採用できる。
一つ目は、航空機の高度変化に伴うタンク内部空間の圧力の単位時間当たり変化率（ｄｐ／ｄｈ）と、航空機の単位時間当たりの高度の変化率（ｄｈ／ｄｔ）と、を掛け合わせる、というものである。この場合、ｄｐ／ｄｈとｄｈ／ｄｔは実測値を用いてもよいが、ｄｐ／ｄｈは既知の値を用いることもできる。
二つ目は、航空機が飛行中に圧力を継時的に測定し、単位時間当たりの圧力変化量（ｄｐ／ｄｔ）を直接的に求める、というものである。

次に、供給流量Ｆｓを求めるには、以下のようにする。
つまり、供給流量Ｆｓを求めるのに、必要量Ｆｎにマージン流量Ｆｍを予め加算して用意されている情報を利用することができる。この情報は、必要量Ｆｎと、必要量Ｆｎにマージン流量Ｆｍが加算された値と、が対応付けられたものであり、必要量Ｆｎが求められるとマージン流量Ｆｍが加算された値を供給流量Ｆｓとする。この情報としては、例えば、テーブル形式の情報が該当する。本発明は、予め得られている情報を利用することなく、必要量Ｆｎが得られると、逐次、マージン流量Ｆｍを必要量Ｆｎに加算する演算を行なって供給流量Ｆｓを求めることもできる。ただし、予め加算して用意されている情報を利用する方が、演算処理の負担を軽減できる利点がある。
次に、供給流量Ｆｓを求める場合、マージン流量Ｆｍは、定数としてもよいし、必要量Ｆｎに所定比率Ｋ（例えば、０．２〜０．４）を乗じたもの（Ｆｍ＝Ｋ・Ｆｎ）としてもよい。

本発明において、航空機の下降過程において、燃料タンクに供給されるＮＥＡに含まれる窒素の濃度が漸減されることが好ましい。
このようにすることで、供給するＮＥＡの酸素濃度が漸増されるため、燃料爆発の危険性をより一層低減できる。

また、本発明では、上記機能をもつ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。

本発明のガス供給システムは、燃料タンクに供給が必要とされるガスの必要量Ｆｎと所定の関係を有する供給流量Ｆｓとなるように流量調整部の供給量を制御するので、必要以上の量のＮＥＡを生成する必要がない。したがって、本発明によると、エンジンから取り入れる抽気を抑制することで航空機の燃費効率の向上を図りながらも、燃料タンクの防爆を図ることができる。

本実施形態における航空機の概略構成を示す図である。 飛行時間と燃料タンク内に供給される窒素富化ガス中の窒素および酸素の濃度との関係、および、飛行時間と飛行高度の関係をまとめて示すグラフであり、横軸が飛行経過時間を、また、左側の縦軸が窒素富化ガス中の窒素および酸素の濃度を、さらに、右側の縦軸が飛行高度を示している。 下降過程における窒素富化ガスの供給量の制御例を示すグラフであり、横軸に航空機１００の飛行高度を、また、左側の縦軸が第一燃料タンク１５の酸素濃度、右側の縦軸が第一燃料タンク１５に供給される窒素富化ガスの流量を示している。

以下、本発明が提供する窒素富化ガス（ＮＥＡ）供給システムを、航空機１００に適用した例について、図１および図２に示す実施形態に基づいて詳細に説明する。

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に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。各々の第一燃料タンク１５と第二燃料タンク１７の間には、通気用配管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。
通気用配管２１は、第一燃料タンク１５の内圧を調整するために設けられており、通気用配管２１を介して、機外の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内の内部空間を占有している空気が通気用配管２１を介して機外に排出されることで、第一燃料タンク１５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。
スピルバック用配管２３は、第一燃料タンク１５内と第二燃料タンク１７内との燃料の量を調整するために設けられている。

次に、本実施形態によるＮＥＡ供給システム１０について詳しく説明する。ＮＥＡ供給システム１０は、航空機１００に設けられる第一燃料タンク１５の内部へＮＥＡを供給することにより、燃料の爆発を防止している。
ＮＥＡ供給システム１０は、エンジン１からの抽気を第一燃料タンク１５内に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。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となって第一燃料タンク１５に供給される。

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、抽気は、ガス配管４を通り、温調機構５において温度が調節されてから、フィルタ７を通過した後に、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、ガス配管４を通り、第一燃料タンク１５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により多くのＮＥＡを供給することができる。ただし、前述したように、この場合、ＮＥＡ中の酸素濃度が高く、窒素濃度が低くなる。

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、温度計２、高度計１４、残燃料検出器１８、および、圧力計１９を備える。
温度計２は、第一燃料タンク１５の内部空間の温度を検出する。制御部３０は、温度計２で検出された温度に関する情報を取得し、後述するｄｐ／ｄｔを求める。なお、温度の検出は第一燃料タンク１５の内部空間に限るものでなく、外気温やＡＳＭ９の下流のＮＥＡの温度を直接又は補正して代用することもできるし、第一燃料タンク１５内の温度を測定・維持できるあらゆる手段で代替できる。
高度計１４は、飛行中の航空機１００の高度を検出する。制御部３０は、高度計１４で検出された高度に関する情報を取得する。
残燃料検出器１８は、第一燃料タンク１５内に残存する燃料の量を飛行中に検出する。制御部３０は、残燃料検出器１８で検出された残燃料に関する情報を取得する。制御部３０は、第一燃料タンク１５の全容量に関する情報を保持しており、残燃料に関する情報を取得すると、第一燃料タンク１５の内部空間の空き容量Ｖｕを求める。
圧力計１９は、第一燃料タンク１５の内部空間の圧力を検出する。制御部３０は、圧力計１９で検出された圧力に関する情報を取得する。制御部３０は、高度計１４から取得する航空機１００の高度に関する情報と、当該圧力に関する情報と、に基づいて後述するｄｐ／ｄｈを求める。なお、「内部空間」とは、第一燃料タンク１５内の残燃料の液面より上の空間をいう。

制御部３０は、以上の説明した航空機１００に関する情報に基づいて、ＦＣＶ１１の開閉動作を制御する。また、制御部３０は、この制御に用いる制御情報を備えている。この具体的な内容については後述する。

次に、図２を参照して、第一燃料タンク１５に供給するＮＥＡの制御内容を説明する。なお、図２に示した実線Ａは本実施形態の制御による窒素濃度の変移、実線Ａ’は本実施形態による酸素濃度の変移を示し、同様に、破線ＢおよびＢ’は各々特許文献１に記載された制御による窒素濃度の変移、酸素濃度の変移を示している。

図２の実線Ａで示すように、航空機１００が離陸してから上昇過程Ｒにおいて、供給されるＮＥＡ中の窒素濃度は例えば９７％と高い値に維持される。これは、ＮＥＡ中の酸素濃度が非常に低い値（３％）に維持されていることを示している（実線Ａ’）。このように酸素濃度の低いＮＥＡが第一燃料タンク１５に供給されることで、燃料の爆発が阻止される。なお、９７％という窒素濃度は一例であり、好ましくは９５〜９８％の範囲から選択することができる。
また、通常、上昇過程Ｒにおいては、飛行高度の上昇に伴う大気圧の低下に応じて、第一燃料タンク１５の内部空間を占有している空気が、通気用配管２１を介し機外に放出される。よって、上昇過程Ｒでは、飛行による燃料の消費に見合う量だけＮＥＡを供給していれば、第一燃料タンク１５内部の低い酸素濃度を維持することができる。

続いて、巡航過程Ｃにおいて、航空機１００は急激な高度変化は伴わないため、上昇過程Ｒと同様に、ＮＥＡの供給は主に、飛行による燃料の消費に見合う量で足りる。巡航過程ＣにおけるＮＥＡの窒素濃度は上昇過程Ｒと同様に、例えば９７％とされる。

巡航過程Ｃから着陸に到るまでの下降過程ＤにおけるＮＥＡ中の窒素濃度の制御が本実施形態の特徴部分である。
航空機１００の下降に伴って飛行高度が低くなると、気圧の上昇に追従して第一燃料タンク１５内に通気口２５から外気が流入する。その結果、第一燃料タンク１５内で、ＮＥＡと外気が混合し、第一燃料タンク１５内の内部空間の酸素濃度は上昇する。そのため、ＡＳＭ９を通過させる抽気量を増加させることで、第一燃料タンク１５に対するＮＥＡの供給量を増加させなければならない。しかし、ＡＳＭ９を通過させる抽気量がある一定量よりも多くなると、ＡＳＭ９の酸素分子の分離能が低下し、ＮＥＡの窒素濃度が低下する。したがって、下降過程Ｄにおいて、第一燃料タンク１５内に供給されるＮＥＡ中の窒素濃度は、上昇過程Ｒおよび巡航過程Ｃにおける窒素濃度よりも低くなる。つまり、下降過程Ｄにおいては、上昇過程Ｒおよび巡航過程Ｃよりも、酸素濃度が高いＮＥＡが供給されることとなる。

ここで、特許文献１では、下降過程（第２期）の初期段階に、ＮＥＡの窒素濃度を９８％から８８％に急峻に低減させる（特許文献１ Fig.2）。したがって、特許文献１では、ＮＥＡの供給量を、急峻に増加させているものと解される。

これに対して、本実施形態では、実線Ａに示すように、ＮＥＡの窒素濃度を緩やかにかつ連続的に低くなるように制御する。このようにＮＥＡの窒素濃度を漸減させることで、下降過程Ｄにおいて、特許文献１の下降過程Ｄよりも、窒素ガス濃度の高いＮＥＡを第一燃料タンク１５に供給することができる。このことは、供給するＮＥＡの酸素濃度を緩やかに連続的に高く（漸増）することができるため、燃料爆発の危険性を抑えることができることを示している。
なお、窒素濃度を漸減させる形態は図２の実線Ａのように直線状に限るものでなく、階段状あるいは二次曲線状であってもよい。

下降過程ＤにおけるＮＥＡの窒素濃度を図２の実線Ａに示すようにするために、本実施形態では、第一燃料タンク１５へのＮＥＡの供給量を次のように制御する。
下降過程Ｄにおいては、飛行高度が低くなるのに伴い、外気圧が高くなるため、第一燃料タンク１５内の圧力を高くして外気圧とバランスさせる必要がある。そこで、本実施形態では、燃料タンク内の内部空間を占める気体に対して、理想気体の状態方程式（式（１））を適用し、外気圧とバランスするために必要な気体の物理量を算出する。なお、下記式（１）が適用される本実施形態において、第一燃料タンク１５の内部空間を占める気体の圧力がＰに、また、第一燃料タンク１５の内部空間の体積がＶに該当する。ここでいう内部空間とは、第一燃料タンク１５において、燃料が占める空間を除いた空間のことをいう。
Ｐ・Ｖ＝ｎ・Ｒ・Ｔ … 式（１）
Ｐ：気体の圧力 Ｖ：気体の体積
ｎ：気体の物理量 Ｒ：気体定数 Ｔ：気体の温度

航空機１００の高度が下がる（または上がる）ことによって、気体の状態方程式中で変化するパラメータは圧力（Ｐ）である。求めたい解（供給量）は、圧力とバランスするためのＮＥＡの物理量（ｎ，モル数）の変化量Δｎである。なお、以下ではこの気体の物理量を、必要量Ｆｎということがある。
式（１）において、Ｖを第一燃料タンク１５の内部空間の空き容量（Ｖｕ）とする。また、Ｐを第一燃料タンク１５の内部空間の圧力変化量ΔＰとする。そうすると、式（１）は下記の式（２）に置き換えることができ、したがって、Δｎ（Ｆｎ）は式（３）により求められる。
ここで、式（４）で示すように、ΔＰは第一燃料タンク１５内における単位時間当たりの圧力変化量（ｄｐ／ｄｔ）であるが、これは、継時的に圧力計１９により圧力を測定し、単位時間当たりの圧力変化量（ｄｐ／ｄｔ）を直接的に求めることができる。また、ΔＰは、航空機１００の高度変化に伴う内部空間の圧力の変化率（ｄｐ／ｄｈ）と、航空機１００の単位時間当たりの高度の変化率（ここでは下降率，ｄｈ／ｄｔ）を掛け合わせて求めることもできる。
ΔＰ・Ｖｕ＝Δｎ・Ｒ・Ｔ … 式（２）
Δｎ＝ΔＰ・Ｖｕ／Ｒ・Ｔ … 式（３）
ΔＰ：ｄｐ／ｄｈ×ｄｈ／ｄｔ＝ｄｐ／ｄｔ … 式（４）

なお、Δｎは気体のモル数であるから、これを例えば空気が供給される場合の毎分当たりの必要量Ｆｎ（単位Ｉｂ（ポンド））にするためには、式（５）を適用すればよい。
Ｆｎ＝Δｎ×２８．８×１０^−３×２．２×６０（Ｉｂ／ｍｉｎ．） … （５）
なお、式（５）において、２８．８は空気（酸素２０％、窒素８０％）の分子量であり、質量（ｋｇ）に換算するために１０^−３を乗じ、さらにポンドに換算するために２．２を乗じ、最後に、毎分あたりの量に換算するために６０を乗じている。なお、式（５）は、空気の分子量を用いているが、実際には、ＮＥＡ中の酸素濃度（または窒素濃度）に基づく当該ＮＥＡの分子量を、空気の分子量の項に当てはめる。

以上のようにして求められる必要量Ｆｎは、図３に示されるように、航空機１００が高度を下げるにつれて増加する。

制御部３０は、さらに、必要量Ｆｎに対応するＮＥＡ供給流量Ｆｓ（以下、供給流量Ｆｓ）に関するデータを保持している。その一例を図３に示す。供給流量Ｆｓは、航空機１００の高度がｈ１からｈ２までの領域（領域Ｉ）と、ｈ２からｈ３までの領域（領域ＩＩ）で区分される。高度ｈ１は巡航過程と同程度であり、高度ｈ２は例えば１００００フィート、高度ｈ３は地上を想定している。

領域Ｉにおいては、供給流量Ｆｓは必要量Ｆｎと同様に比例的に増加される。ただし、供給流量Ｆｓは同一の高度において必要量Ｆｎよりも多く設定される。供給流量Ｆｓを必要量Ｆｎに一致させることが理想的ではあるが、第一燃料タンク１５内に確実に必要な量のＮＥＡを供給するために、供給流量Ｆｓを必要量Ｆｎよりも多くしている。ただし、過剰にＮＥＡを供給するのを避けるために、微小量のマージン流量Ｆｍ（定数）を必要量Ｆｎに加算した値を供給流量Ｆｓにすることができる。なお、マージン流量Ｆｍは、定数に限らず、必要量Ｆｎに所定比率（例えば、０．２〜０．４）を乗じた値にすることもできる。そうすることで、供給流量Ｆｓを必要量Ｆｎに基づいて必要最小限に抑えながら、第一燃料タンク１５内の酸素濃度を段階的に上昇させることができる。また、通気用配管２１から機外に流出する無駄なＮＥＡの量を低減することができる。

領域Ｉにおいて、第一燃料タンク１５内の酸素濃度を低く抑えることができる。これは、供給流量Ｆｓを必要量Ｆｎに基づいて必要最小限に抑えているからである。これに対して、ＮＥＡの供給量を特許文献１のように一気に増やしてしまうと、ＮＥＡに含まれる酸素の量が増えるので、第一燃料タンク１５内の酸素濃度が高くなってしまう。

上述したように、ＮＥＡの流量を増加させると、ＮＥＡ中の酸素濃度が増加する。そのため、領域ＩＩに移行すると、酸素濃度Ｃ_Ｏ２が爆発防止のために必要とされる酸素濃度を超えないように、ＮＥＡの供給流量Ｆｓが制限される。そうすると、第一燃料タンク１５には、通気口２５から空気が導入されるので、第一燃料タンク１５内の酸素濃度Ｃ_Ｏ２が高くなる。しかし、領域Ｉにおいて酸素濃度が低く抑えられているので、導入された空気に相当量の酸素が含まれていたとしても、第一燃料タンク１５内の酸素濃度を、爆発が生じるおそれのない値に抑えることができる。

前述したように、制御部３０は、タイマ（時計）を内蔵しており、高度計１４から航空機１００の高度に関する情報を取得すると、内蔵しているタイマの計時情報と、取得した高度に関する情報と、に基づいてｄｈ／ｄｔを求める。
制御部３０は、前述したように、内部空間の空き容量Ｖｕ、高度に対する内部空間の圧力変化ｄｐ／ｄｈを求めるとともに、温度計２より温度に関する情報Ｔを取得するので、前述した式（３）、（４）により必要量Ｆｎを精度よく求めることができる。なお、ｄｐ／ｄｈについては、既知の情報を用いることもできる。こうして必要量Ｆｎが求められると、ＦＣＶ１１の開度、つまり、供給流量Ｆｓを特定する。
これには、例えば、必要量Ｆｎと、必要量Ｆｎにマージン流量Ｆｍを加えた値と、さらにＦＣＶ１１の開度と、が対応付けられテーブル形式のデータを用いることができる。この場合、テーブル形式のデータは、制御部３０が保持する。制御部３０は、必要量Ｆｎが求められると、テーブル形式のデータを参照することで、当該必要量Ｆｎに対応付けられている供給流量Ｆｓ、つまりＦＣＶ１１の開度を特定し、当該開度に基づいてＦＣＶ１１の開度を調整することで、供給流量Ｆｓを制御する。
なお、テーブル形式のデータを用いて供給量を制御するのはあくまで一例にすぎず、必要量Ｆｎが求められるたびに、テーブル形式のデータに相当する演算式（関数）を用いることもできるし、必要量Ｆｎが得られると、逐次、マージン流量Ｆｍを必要量Ｆｎに加算する演算を行なって供給流量Ｆｓを求めることもできることは言うまでもない。

以上説明したように、本実施形態によると、下降過程Ｄにおいて、より窒素濃度が高いＮＥＡの供給量を担保することができ、第一燃料タンク１５内の燃料爆発の危険性を低下させることが可能となる。しかも、連続的に緩やかにＮＥＡの供給量を増やすので、抽気の消費を低く抑えることができるため、一気にＮＥＡの供給量を増やすのに比べて、エンジン１の燃費を向上させることができる。

なお、上記実施の形態では、気体の状態方程式を利用し、第一燃料タンク１５内への必要最小限のＮＥＡ供給量およびその供給法について説明したが、これ以外にも、本発明の主旨を逸脱しない限り、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、第一燃料タンク１５内に酸素濃度検出器設け、検出した酸素濃度が、図３における酸素濃度Ｃ_Ｏ２から高くずれた場合には、実際に供給されるＮＥＡが供給流量Ｆｓよりも多く供給されているものとみなし、制御部３０でＦＣＶ１１の開度を絞るように補正することにより、供給流量Ｆｓに合致する量のＮＥＡを供給することもできる。もちろん、酸素濃度が酸素濃度Ｃ_Ｏ２より低くずれた場合にも補正できる。

１ エンジン
２ 温度計
３ 開閉弁
４ ガス配管
５ 温調機構
７ フィルタ
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）
１４ 高度計
１５ 第一燃料タンク
１７ 第二燃料タンク
１８ 残燃料検出器
１９ 圧力計
２１ 通気用配管
２３ スピルバック用配管
２５ 通気口
３０ 制御部
１００ 航空機
１０１ 航空機胴体
１０２ 主翼

Claims (6)

1. 窒素が富化された窒素富化ガスを、航空機が備える燃料タンクに供給する窒素富化ガス供給システムであって、
   前記航空機の飛行用エンジンからの抽気が供給されることで、前記窒素富化ガスを生成する窒素富化部と、
   前記燃料タンクへの前記窒素富化ガスの供給量を制御する流量調整部と、
   前記流量調整部における前記供給量を制御する制御部と、を備え、
   前記航空機の下降過程の少なくとも一部において、
   前記制御部は、
   前記燃料タンクに供給が必要とされる窒素富化ガスの必要量Ｆｎに対して所定の関係を有する供給流量Ｆｓとなるとともに、
   所定高さよりも低い領域では、前記供給流量Ｆｓは前記必要量Ｆｎよりも低く制限されるように前記流量調整部の前記供給量を制御する、
   ことを特徴とする窒素富化ガス供給システム。
2. 前記必要量Ｆｎは、気体の状態方程式に基づいて定められ、
   前記供給流量Ｆｓは、前記必要量Ｆｎにマージン流量Ｆｍを加算して与えられる、
   請求項１に記載の窒素富化ガス供給システム。
3. 前記必要量Ｆｎは、下記式（３）に基づいて定められる、請求項２に記載の窒素富化ガス供給システム。
   Δｎ＝ΔＰ・Ｖｕ／Ｒ・Ｔ … 式（３）
   Δｎ：気体の物理量 ΔＰ：単位時間当たりの圧力変化量
   Ｖｕ：燃料タンク内の内部空間の空き容積 Ｒ：気体定数 Ｔ：温度
4. 前記供給流量Ｆｓは、
   前記必要量Ｆｎと、当該必要量Ｆｎにマージン流量Ｆｍを加算された値と、が対応付けられ、予め前記制御部に保持されたデータに基づいて与えられる、
   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。
5. 前記航空機の前記下降過程において、
   前記燃料タンクに供給される前記窒素富化ガスに含まれる窒素の濃度が漸減される、
   請求項１〜４のいずれか一項に記載の窒素富化ガス供給システム。
6. 請求項１〜５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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