JP6117647B2 - 航空機の燃料システム、航空機 - Google Patents

Description

本発明は、空気よりも窒素が富化された窒素富化ガスが供給される燃料タンクを備えた航空機の燃料システムに関する。

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、エンジンからの抽気（ブリードエアー）をガス源とし、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）を燃料タンクに供給する防爆システムが提案されている（特許文献１）。

米国特許 ６，５４７，１８８号

ところで、航空機の上昇、下降時に外気圧が変化する。そのとき外気圧と燃料タンクの内圧との差圧により燃料タンクに過大な圧力が加わることを避ける必要がある。また、運航中に消費した燃料の体積の分、燃料タンク内に空気を取り入れる必要がある。このため燃料タンクには、外気に通じる通気経路により、外気圧とタンク内圧とのバランスを図るベンチレーション機能が備わる。
その通気経路として、左の主翼の長さ方向に延びる左通気経路と、右の主翼の長さ方向に延びる右通気経路とが設けられる。これらの左通気経路および右通気経路には、経路上の燃料タンクの内部に通じる通気口が設けられる。

ここで、左通気経路および右通気経路のいずれも、胴体部に位置するインナータンク内に連通する。そうすると、左通気経路から右通気経路へと、あるいは右通気経路から左通気経路へと空気が吹き抜けるクロスフロー現象が生じることがある。
このクロスフローの空気が燃料タンク内に供給されるために、燃料タンク内に供給されたＮＥＡの窒素濃度が低下し、酸素濃度が上昇してしまう。
それを避けるために、ＮＥＡの供給能力を上げようとすると、抽気を多く必要とするためにエンジンへの吸気量が増えるので燃費が低下する。
本発明は、上記の課題に基づいて、ベンチレーション機能を備える航空機の燃料システムにあって、ＮＥＡの供給能力を上げることなく防爆性能を担保することを目的とする。

本発明の航空機の燃料システムは、燃料を貯留する複数の燃料タンクと、複数の燃料タンクのうち一部または全部の燃料タンク内に窒素富化ガスを供給する窒素富化ガス供給システムと、左の主翼に設けられて外気と通じる通気ダクトから胴体へと延出し、経路上に位置する燃料タンク内と通じる左通気経路と、右の主翼に設けられて外気と通じる通気ダクトから胴体へと延出し、経路上に位置する燃料タンク内と通じる右通気経路と、を備える。
そして、少なくとも一部が胴体に位置し、左通気経路と通じる燃料タンクと、少なくとも一部が胴体に位置し、右通気経路と通じる燃料タンクとは、ガスを遮断する遮断壁により仕切られ、遮断壁により仕切られた燃料タンクは、燃料およびガスのうち燃料のみを通過させる燃料通過部を介して連通することを特徴とする。
ここで、各燃料タンクの形態としては、ウィングボックスの内部が隔壁により区画されたものの他、独立した壁体を有する筐体、容器状のものも含まれる。
遮断壁は、各燃料タンクの形態に応じて任意の形態に定めることができる。例えば、燃料タンクが筐体状に形成される場合は、遮断壁は、左右に隣り合う燃料タンクにおいて向き合う壁体によって構成することができる。

本発明では、少なくとも一部が胴体に位置する左右の燃料タンクが遮断壁により仕切られており、左通気経路の通気ダクトから流入した外気、右通気経路の通気ダクトから流入した外気のいずれも遮断壁により遮断される。このため、左から右へ、あるいは右から左へと吹き抜けるクロスフローを封じることができる。
本発明によれば、外気が燃料タンク内に吹き込まないので、外気に含まれる酸素によって燃料タンク内のガスの窒素濃度が低くなることを避けられる。そのため、十分な防爆性能を得るのに足りる窒素濃度に燃料タンク内のガスが保たれる。
したがって、本発明によれば、ＮＥＡ供給能力を上げる必要がないので、ＮＥＡ供給能力を上げた場合に生じる燃費低下を回避しつつ、防爆性能を担保することができる。

以上のように、遮断壁により外気の吹き抜けを防止しつつ、本発明では、胴体に位置する左右の燃料タンク間の燃料の往来を確保することにより、燃料供給系統に冗長性を与えることができる。
仮に、燃料通過部が設けられていないものとすると、胴体に位置する左右の燃料タンクは、遮断壁を境に互いに独立した燃料の貯留空間を備える。そして、左の燃料タンク内の燃料を送り出す第１の燃料供給系統と、右の燃料タンク内の燃料を送り出す第２の燃料供給系統とが互いに独立して構成される。その場合、不具合が生じた燃料供給系統に接続された燃料タンク内の燃料が使えなくなる。
これに対して、本発明では、燃料通過部を設けることで、ガスは遮断し、燃料だけは遮断壁の両側の燃料タンクを行き来できるようにする。
燃料通過部を介して、胴体に位置する左右の燃料タンクは同一の貯留空間とみなすことができる。この貯留空間から、第１の燃料供給系統および第２の燃料供給系統の両方によって燃料を取り出すことができるので、それらの系統の一方に不具合が生じたとしても、他方の系統により、左右の燃料タンクからなる貯留空間の燃料を使い続けることができる。

さらに、左右のうち片側のエンジンが故障すること等により、遮断壁で仕切られた各燃料タンクの燃料消費量に差が生じた場合であっても、燃料通過部を介して燃料が移動することにより、各燃料タンク内の燃料量の均衡が図られる。そのため、燃料量の不均衡によって機体の重心位置が左右方向にずれることを避けられる。
その上、燃料通過部を介して連通された二つの燃料タンクを一つの燃料タンクとみなすことができるので、それらの燃料タンクの各々の燃料の量を個別に表示することが不要となり、コックピットのディスプレイ表示領域を有効に使用できる。

本発明における燃料通過部は、遮断壁を貫通する燃料路と、遮断壁を挟んで両側に設けられるフロートバルブと、を備え、フロートバルブの各々は、燃料の液面が上昇すると燃料路を開くことが好ましい。
遮断壁の両側にフロートバルブを設けると、詳しくは図面を参照して後述するように、遮断壁により仕切られた左右の燃料タンク内の燃料を、同一の燃料路を通じて、必要に応じて往来させることができる。
本発明の航空機は、上述の燃料システムを備えることを特徴とする。

本発明によれば、ベンチレーション機能を備える航空機の燃料システムにあって、ＮＥＡの供給能力を上げることなく防爆性能を担保することができる。

本発明の実施形態である航空機を示す模式図である。主翼よりも後方の胴体の図示を省略する。 機体前方から模式的に表した燃料システムの断面図である。 遮断壁に設けられたフロートバルブを示す図である。 遮断壁に設けられたフロートバルブを示す図である。 ストリンガを利用した通気経路を示す図である。 本発明の変形例を示す図である。 本発明の変形例を示す図である。

以下、添付図面を参照しながら、本発明に係る実施形態について説明する。
図１に示す航空機１には、複数の燃料タンクを有する燃料システム１０が搭載される。燃料システム１０は、防爆のために、空気に対して窒素が富化された窒素富化ガス（ＮＥＡ）を燃料タンク内に供給するＮＥＡ供給システム２０を備える。
まず、航空機１の基本構造を説明する。
航空機１は、胴体２と、胴体２から左右に延びる一対の主翼３，３とを備える。
主翼３は、スパー、スキン、ストリンガ、およびリブを備える。これらスパー、スキン、ストリンガ、およびリブが組み立てられることで、ウィングボックスＷが構成される。ウィングボックスＷは、主翼３，３の長さ方向のほぼ全体、および胴体２に亘り延在する。

次に、図１および図２を参照し、燃料システム１０の構成について説明する。
燃料システム１０は、ウィングボックスＷの内部が区画されることで形成されたアウタータンク３０Ｌ，３０Ｒおよびインナータンク４０Ｌ，４０Ｒを燃料タンクとして備えるとともに、外気圧とタンク内圧とのバランスを図るために左通気経路１０Ｌおよび右通気経路１０Ｒを備える。
アウタータンク３０Ｌは、左の主翼３に位置し、アウタータンク３０Ｒは、右の主翼３に位置する。
インナータンク４０Ｌは、胴体２の左半分に位置し、インナータンク４０Ｒは、胴体２の右半分に位置する。
なお、インナータンク４０Ｌ，４０Ｒは、胴体２から主翼３の付け根部に亘って設けられるが、胴体２のみに設けることもできる。

アウタータンク３０Ｌ、３０Ｒおよびインナータンク４０Ｌ，４０Ｒには、エンジン４に向けて燃料を圧送する燃料供給ポンプＰ１〜Ｐ４が一つずつ設けられる。燃料供給ポンプＰ１〜Ｐ４の各々は、タンク３０Ｌ、３０Ｒ、４０Ｌ，４０Ｒの燃料取出口に配管を介して接続される。燃料取出口は、航空機１が航行中に通常とりうる姿勢のときに、各タンク内の下方に位置することが好ましい。

ウィングボックスＷの内部には、燃料タンクの他に、サージタンク５０Ｌ，５０Ｒが設けられる。
サージタンク５０Ｌは、左の主翼３の翼端部に設けられ、サージタンク５０Ｒは、右の主翼３の翼端部に設けられる。サージタンク５０Ｌは、アウタータンク３０Ｌまたはインナータンク４０Ｌから左通気経路１０Ｌに過渡的に入り込んだ燃料を保留し、直ちに機外に燃料が漏れ出ることを防ぐために用意される。サージタンク５０Ｒも、アウタータンク３０Ｒ、インナータンク４０Ｒ、および右通気経路１０Ｒについて同様に機能する。

燃料システム１０が備えるタンク５０Ｌ，３０Ｌ，４０Ｌ，４０Ｒ，３０Ｒ，５０Ｒの各々の間には、隔壁（隔壁１５Ｌ１，１５Ｌ２，１５Ｃ，１５Ｒ２，１５Ｒ１）が設けられる。これらの隔壁は、ウィングボックスＷの内部に存在するリブを含んで形成される。

サージタンク５０Ｌおよびアウタータンク３０Ｌの間には隔壁１５Ｌ１が位置し、アウタータンク３０Ｌおよびインナータンク４０Ｌの間には隔壁１５Ｌ２が位置する。これらの隔壁１５Ｌ１，１５Ｌ２により、アウタータンク３０Ｌの貯留空間が区画される。
また、サージタンク５０Ｒおよびアウタータンク３０Ｒの間には隔壁１５Ｒ１が位置し、アウタータンク３０Ｒおよびインナータンク４０Ｒの間には隔壁１５Ｒ２が位置する。これらの隔壁１５Ｒ１，１５Ｒ２により、アウタータンク３０Ｒの貯留空間が区画される。

インナータンク４０Ｒとインナータンク４０Ｌとは、ガスを遮断する遮断壁としての隔壁１５Ｃ（以下、中央壁１５Ｃ）によって仕切られる。
中央壁１５Ｃは、航空機１の胴体２を前後方向に貫くセンターライン上に位置する。
中央壁１５Ｃには、図３（ａ）および（ｂ）に示すように、厚み方向に貫通する燃料路１６と、燃料路１６を開閉するフロートバルブ１２，１２が設けられる。
燃料路１６は、航空機１が航行中に通常とりうる姿勢のときに、インナータンク４０Ｌ，４０Ｒ内の下方に位置することが好ましい。
フロートバルブ１２は、中央壁１５Ｃを挟んで左右両側に設けられる。
燃料路１６およびフロートバルブ１２，１２により、以下で説明するようにガスおよび燃料のうち燃料のみを通過させる燃料通過部が構成される。

フロートバルブ１２は、燃料に浮かぶフロート１２１と、フロート１２１の浮力によって回動されるレバー１２２と、レバー１２２から延びるアーム１２２Ａに固定された弁体１２３とを備える。
フロート１２１は、タンク内の燃料の液面に応じて上下する。
レバー１２２は、燃料路１６よりも上方で、中央壁１５Ｃに回動可能に設けられており、フロート１２１の動きに連動する。
弁体１２３は、レバー１２２が回動されることで、燃料路１６を閉塞し、または開放する。
このフロートバルブ１２は、エンジンへの燃料供給系統などに利用される典型的なフロートバルブとは逆に、液面が上昇すると開き、液面が下降すると閉じる。

図３（ａ）（ｂ）および図４では、燃料の流れの向きを実線の矢印で示し、その向きの流れが許容される場合に矢印に○印を付し、許容されない場合に矢印に×印を付す。また、ガスの流れの向きを破線の矢印で示し、同様に○印および×印を付す。
図３（ａ）に示すように、インナータンク４０Ｌおよびインナータンク４０Ｒの各々に、所定量以上の燃料が貯留されていると、左右両側のフロートバルブ１２，１２が開いている。そのとき、燃料路１６を介して、インナータンク４０Ｌからインナータンク４０Ｒへ、あるいはインナータンク４０Ｒからインナータンク４０Ｌへと、燃料の往来が可能である。したがって、インナータンク４０Ｌ内とインナータンク４０Ｒ内とが一続きの貯留空間とされている。
図３（ａ）は、インナータンク４０Ｌおよびインナータンク４０Ｒの液面が一致する例を示すが、機体の姿勢が変化したり、燃料供給ポンプＰ２，Ｐ３による圧送量に差がある場合には、図３（ｂ）に示すように、これらのタンク４０Ｌ，４０Ｒの液面に差が生じる。このとき、フロートバルブ１２，１２の開度は相違する。
図３（ｂ）に示すように、左側に位置するフロートバルブ１２Ｌが開いており、右側に位置するフロートバルブ１２Ｒが閉じている場合は、液面が高い方のインナータンク４０Ｌ内の燃料の圧力によって右のフロートバルブ１２Ｒの弁体１２３が押されて開く。そのため、インナータンク４０Ｌ内の燃料がインナータンク４０Ｒ内へと移送される。
なお、右のフロートバルブ１２Ｒの弁体１２３は閉じているため、右から左へと燃料が移送されることはない。
インナータンク４０Ｌからインナータンク４０Ｒへと燃料が移送されると、両タンク４０Ｌ，４０Ｒの液面は図３（ａ）に示すように一致する。

インナータンク４０Ｌおよびインナータンク４０Ｒが貯留する燃料の量が減少するのに伴って、フロートバルブ１２，１２の開度は次第に小さくなる。そして、図４に示すように、インナータンク４０Ｌおよびインナータンク４０Ｒの燃料の量が少なくなると、フロートバルブ１２，１２が閉じる。そのときは、インナータンク４０Ｌとインナータンク４０Ｒとは個別に燃料を貯留する。

次に、図２を参照し、左の主翼３の長さ方向に延びる左通気経路１０Ｌと、右の主翼３の長さ方向に延びる右通気経路１０Ｒの構成について説明する。
左通気経路１０Ｌおよび右通気経路１０Ｒを通じたベンチレーションにより、タンク内圧と外気圧との差圧によってタンクに過大な圧力が加わることを防ぐ。また、タンク内の燃料が消費された分だけ、タンク内に外気を導入することで、タンク内が負圧になるのを避けて燃料供給を維持する。
左通気経路１０Ｌおよび右通気経路１０Ｒは、中央壁１５Ｃを隔てて左右独立して形成される。

左通気経路１０Ｌは、サージタンク５０Ｌから主翼３の長さ方向に沿って、隔壁１５Ｌ１および隔壁１５Ｌ２を貫通し、インナータンク４０Ｌ内に連通する。
左通気経路１０Ｌは、サージタンク５０Ｌに設けられて外気に通じる通気ダクト１１と、アウタータンク３０Ｌの内部に通じる通気口１３と、インナータンク４０Ｌの内部に通じる通気口１４とを備える。

右通気経路１０Ｒは、サージタンク５０Ｒから主翼３の長さ方向に沿って、隔壁１５Ｒ２および隔壁１５Ｒ１を貫通し、インナータンク４０Ｒ内に連通する。
右通気経路１０Ｒは、左通気経路１０Ｌと同様に、サージタンク５０Ｒに設けられて外気に通じる通気ダクト１１と、アウタータンク３０Ｒの内部に通じる通気口１３と、インナータンク４０Ｒの内部に通じる通気口１４とを備える。

左通気経路１０Ｌおよび右通気経路１０Ｒの各々が備える通気口１３，１４は、ベンチレーション機能を担保するために、タンク内の燃料が入り難い位置に設けられることが好ましい。
本実施形態の左通気経路１０Ｌおよび右通気経路１０Ｒは、航空機１が機首を上げた状態となる機体上昇時、および胴体２がほぼ水平となる巡航時に、各タンク内の上方に位置する。このため、通気口１３，１４はタンク内の燃料の液面よりも上方に位置するので、通気口１３，１４から各通気経路に燃料が入り難い。
機体の下降時は、左通気経路１０Ｌおよび右通気経路１０Ｒの位置が、上昇時および巡航時の位置よりも下がるが、それまでの航行による燃料消費によって各タンク内の燃料の貯留量が少ないために、通気口１３，１４の位置が燃料の液面よりも上に位置する。このため、やはり、通気口１３，１４から各通気経路１０Ｌ，１０Ｒに燃料が入り難い。

上記の通り、左通気経路１０Ｌはインナータンク４０Ｌ内に連通し、右通気経路１０Ｒはインナータンク４０Ｒ内に連通する。
ここで、インナータンク４０Ｌとインナータンク４０Ｒとの間には中央壁１５Ｃが存在する。この中央壁１５Ｃにより、インナータンク４０Ｌ内からインナータンク４０Ｒ内へ、あるいはその逆へのガスの通過を遮断する。
そうした上で、中央壁１５Ｃに燃料路１６を設け、この燃料路１６を通じて、インナータンク４０Ｌ内からインナータンク４０Ｒ内へ、あるいはその逆への燃料の通過を可能としている。

中央壁１５Ｃには、燃料路１６およびフロートバルブ１２が存在する。
フロートバルブ１２，１２が開いているとき（図２および図３（ａ））、燃料路１６がインナータンク４０Ｌ，４０Ｒに貯留された燃料によって満たされているため、燃料路１６を通じてインナータンク４０Ｌ内のガスとインナータンク４０Ｒ内のガスとが往来することはできない。
また、フロートバルブ１２，１２が閉じていれば（図４）、それらの各々の弁体１２３により燃料路１６が塞がれるために、やはり、燃料路１６を通じてインナータンク４０Ｌ内のガスとインナータンク４０Ｒ内のガスとが往来することはできない。

例えば、インナータンク４０Ｌから燃料路１６を通じてインナータンク４０Ｒへと向かうガスの流れは、左に位置するフロートバルブ１２Ｌによって遮断される。
逆に、燃料路１６を通じてインナータンク４０Ｒからインナータンク４０Ｌへと向かうガスの流れは、右に位置するフロートバルブ１２Ｒによって遮断される。
さらに、左のフロートバルブ１２Ｌが開いており、右のフロートバルブ１２が閉じている場合は（図３（ｂ））、燃料路１６がインナータンク４０Ｌに貯留された燃料によって満たされているので、左から右へと向かうガスの流れが遮断される。また、右のフロートバルブ１２Ｒの弁体１２３により燃料路１６が塞がれているために、右から左へと向かうガスの流れも遮断される。
以上のように、インナータンク４０Ｌ，４０Ｒ内の燃料の貯留量や、両タンク４０Ｌ，４０Ｒの液面の相違によらず、燃料路１６を介したガスの通過が常時遮断される。このため、左通気経路１０Ｌと、右通気経路１０Ｒとは、中央壁１５Ｃを境界とする独立した通気系統として構成されている。

左通気経路１０ｌおよび右通気経路１０Ｒは、通常の配管を用いて構成することもできるし、図５に示すようにストリンガ７を用いて構成することもできる。
ストリンガ７を用いる場合、隣り合うストリンガ７，７の間をカバー部材８で覆うとともに、カバー部材８とリブ（図示せず）との間を必要に応じて板材やシーラント材で封止する。それによってスキン６、隣り合うストリンガ７，７、およびカバー部材８の内側に形成される通路７７を左通気経路１０ｌおよび右通気経路１０Ｒとして利用する。

次に、図１を参照し、ＮＥＡ供給システム２０について説明する。
ＮＥＡ供給システム２０は、燃料タンクの内部にＮＥＡを供給することにより、燃料の爆発を防止している。ＮＥＡの供給先として、全部の燃料タンク、または一部の燃料タンクを選択することができる。本実施形態ではインナータンク４０Ｌ，４０Ｒを選択する。
ＮＥＡ供給システム２０は、エンジン４からの抽気をインナータンク４０Ｌ，４０Ｒ内に導くためのガス配管２１を備え、このガス配管２１上に、開閉弁２２、温調機構２３、フィルタ２４、空気分離モジュール（ＡＳＭ）２５、およびフローコントロールバルブ（ＦＣＶ)２６が順に配設されている。
なお、作図上、ＮＥＡ供給システム２０を胴体２の前半分に示すが、ＮＥＡ供給システム２０は、ウィングボックスＷ内の胴体２に対応する部分に設けることができる。

航空機１の推力を生成するエンジン４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２１を通り、開閉弁２２に導かれる。続いて、抽気は、温調機構２３において温度が調節されてから、フィルタ２４を通過した後に、ＡＳＭ２５に誘導される。
温調機構２３は、ＡＳＭ２５を効率良く作動させるために、エンジン４からの抽気を冷却する。温調機構２３には、熱交換器を用いることができる。その場合の冷却媒体としては、外気や、航空機１が装備する空調装置により得られる冷風を用いることができる。

フィルタ２４は、ＡＳＭ２５の酸素分離性能を維持するために、抽気中の汚染物質を除去する。
ＡＳＭ２５は、中空糸高分子膜を主たる構成要素として備える。ＡＳＭ２５は、窒素ガスに比べて中空糸壁を数倍透過しやすい酸素ガスの特性を利用して抽気から酸素を分離し、ＮＥＡを得る。
なお、ＡＳＭ２５は任意に構成することができ、酸素吸着高分子膜を主たる構成要素として備えるものを用いることができる。
ＡＳＭ２５により得られたＮＥＡは、ＦＣＶ２６を通過し、ガス配管２１が通じるインナータンク４０Ｌ，４０Ｒの内部に供給される。ＦＣＶ２６の開閉は、制御部２７によって制御される。

以上のように構成された燃料システム１０は、ベンチレーションのための左通気経路１０Ｌおよび右通気経路１０Ｒが中央壁１５Ｃを境界に独立していることを特徴とする。
仮に、インナータンク４０Ｌ，４０Ｒの間に中央壁１５Ｃがないとすると、左通気経路１０Ｌおよび右通気経路１０Ｒは、連続したインナータンク４０Ｌ，４０Ｒからなる同一空間に連通する。このため、左通気経路１０Ｌから右通気経路１０Ｒまで連続した通気系統が形成される。そうすると、飛行中、機体が気流に沿った姿勢でなく、気流の方向に対してずれた状態で進行するとき、通気口に氷または異物が付着しているとき、地上で駐機中に横風を受けたときなどに、左通気経路１０Ｌの通気ダクト１１から取り込まれた外気が右通気経路１０Ｒの通気ダクト１１へと吹き抜ける、あるいはその逆へと吹き抜ける、クロスフロー現象が生じうる。
このクロスフローの空気がインナータンク４０Ｌ，４０Ｒの内部に吹き込むと、その空気中の酸素のために、インナータンク４０Ｌ，４０Ｒ内のガスの窒素濃度が低下し、酸素濃度が上昇してしまう。

これを未然に防止するため、本実施形態では、インナータンク４０Ｌ，４０Ｒの間に中央壁１５Ｃを設けて、タンク４０Ｌからタンク４０Ｒへ、あるいはタンク４０Ｒからタンク４０Ｌへと向かうガスの流れを遮断する。これにより、クロスフローを封じることができるので、爆発原因となるスパークなどの現象に対して不活性化するのに足りる窒素濃度にインナータンク４０Ｌ，４０Ｒ内のガスが保たれる。
クロスフローの空気は、インナータンク４０Ｌ，４０Ｒ以外の燃料タンクであるアウタータンク３０Ｌ，３０Ｒ内にも流入する。したがって、アウタータンク３０Ｌ，３０Ｒ内にＮＥＡが供給される場合でも、中央壁１５Ｃによりクロスフローを封じることに意義があり、アウタータンク３０Ｌ，３０Ｒ内のガスを所定の窒素濃度に保つことができる。
以上から、本実施形態によれば、防爆性能を維持するために、ＮＥＡ供給システム２０によるＮＥＡ供給能力を上げる必要がないので、ＮＥＡ供給能力を上げた場合に生じる燃費低下を回避しつつ、防爆性能を担保することができる。

ここで、本実施形態における中央壁１５Ｃには、ウィングボックスＷが元来備えるリブが利用されるので、中央壁１５Ｃを設置することによる機体の重量増、コスト増加を極力抑えられる。また、既存のリブを利用するために、艤装スペースが圧迫されることもない。この点は、特に、大型機と比べて機体が小さいために艤装スペースの制約が大きい中型・小型の航空機において重要である。

以上に加えて、本実施形態では、中央壁１５Ｃに燃料路１６およびフロートバルブ１２，１２を設けることにより、燃料供給系統に冗長性を与えている。以下、これについて説明する。
インナータンク４０Ｌ内の燃料は、燃料供給ポンプＰ２によりエンジン４に向けて供給され、インナータンク４０Ｒ内の燃料は、燃料供給ポンプＰ３によりエンジン４に向けて供給される。
もし、燃料路１６が設けられていないものとすると、インナータンク４０Ｌ，４０Ｒは、互いに独立した燃料の貯留空間を備える。そして、燃料供給ポンプＰ２によりインナータンク４０Ｌ内の燃料をエンジンに向けて圧送する第１の燃料供給系統と、燃料供給ポンプＰ３によりインナータンク４０Ｒ内の燃料をエンジンに向けて圧送する第２の燃料供給系統とが互いに独立して構成される。
そうすると、燃料供給ポンプＰ２，Ｐ３に故障が生じたり、配管が詰まったりしたときに、それらのポンプや配管を含む燃料供給系統に接続されたタンク内の燃料は使えなくなる。

そこで、本実施形態では、中央壁１５Ｃに燃料路１６およびフロートバルブ１２，１２を設けることで、ガスは遮断し、燃料だけはインナータンク４０Ｌ，４０Ｒを行き来できるようにする。つまり、インナータンク４０Ｌ，４０Ｒ内に燃料が十分に残存しているときは（図２、図３（ａ））、燃料路１６が燃料で満たされ、かつフロートバルブ１２，１２が開いているので、燃料路１６を介したガスの通過を遮断しつつ、燃料路１６を介してインナータンク４０Ｌ，４０Ｒ内の燃料を相互に往来させることが可能となる。
燃料路１６を介して、インナータンク４０Ｌ，４０Ｒは一つの貯留空間とみなすことができ、この貯留空間の燃料が、２つの燃料供給ポンプＰ２，Ｐ３によってエンジン４に供給される。
したがって、燃料供給ポンプＰ２を含む第１の燃料供給系統と、燃料供給ポンプＰ３を含む第２の燃料供給系統のいずれか一方に不具合が生じたとしても、他方の系統により、インナータンク４０Ｌ，４０Ｒからなる貯留空間の燃料を使い続けることができる。よって、冗長性を確保できる。
ここで、燃料路１６およびフロートバルブ１２，１２を中央壁１５Ｃの複数の箇所に設けることもできる。そうすると、複数箇所のうちいずれかの箇所で燃料路１６の詰まりやフロートバルブ１２，１２の故障が生じたとしても、他の箇所の燃料路１６およびフロートバルブ１２，１２によってインナータンク４０Ｌ，４０Ｒ間を燃料が往来できるので、第１、第２の燃料供給系統による冗長性を発揮させることができる。

その後、インナータンク４０Ｌ，４０Ｒ内の燃料消費が進行すると、フロートバルブ１２，１２の各々のフロート１２１が下方に移動して弁体１２３が燃料路１６を閉じる。これによって第１の燃料供給系統と第２の燃料供給系統とが互いに独立する。インナータンク４０Ｌ，４０Ｒ内の下方に設けられた燃料路１６が閉じられるときは、既に、インナータンク４０Ｌ，４０Ｒに残存する燃料の量が少ない。このため、燃料路１６が閉じられることで冗長性を喪失しても差し支えない。

燃料供給系統に要求される冗長性のレベルに応じて、燃料供給系統の構成を定めることができる。インナータンク４０Ｌ，４０Ｒのうち少なくとも一方のタンクに燃料供給系統が接続されていれば、燃料路１６を介して、双方のタンク４０Ｌ，４０Ｒ内の燃料を取り出してエンジン４に供給することができる。

さらに、左右片側のエンジン４が故障すること等により、インナータンク４０Ｌ，４０Ｒの燃料消費量に差が生じた場合であっても、燃料路１６を通じて燃料が移動することにより、インナータンク４０Ｌ，４０Ｒ内の燃料量の均衡が図られる。そのため、燃料量の不均衡によって機体の重心位置が左右方向にずれることを避けられる。
したがって、機体の重心位置が左右方向にずれないようにする燃料移送のシステムを用意したり、そのシステムを作動させる操作がパイロットに要求されることもない。

燃料路１６を通じてインナータンク４０Ｌ，４０Ｒ内の貯留空間が連通されることにより、インナータンク４０Ｌ，４０Ｒを一つのタンクとみなすことができるので、インナータンク４０Ｌ，４０Ｒの各々の燃料の量の表示を一つに集約することができる。つまり、４つの燃料タンクとして、２つのアウタータンク３０Ｌ，３０Ｒおよび２つのインナータンク４０Ｌ，４０Ｒを備えていながら、アウタータンク３０Ｌの燃料量、インナータンク４０Ｌ，４０Ｒの合計の燃料量、およびアウタータンク３０Ｒの燃料量の３つを表示すれば足りるので、コックピット内に位置し、サイズに制約があるディスプレイの表示領域を有効に使える。また、ディスプレイに表示される情報量が減ることで、パイロットの作業負荷を下げることに貢献する。

本実施形態は、燃料路１６で連通されたインナータンク４０Ｌ，４０Ｒの液面に応じた燃料移送を、フロートバルブ１２，１２を用いた単純な機構により実現する。
インナータンク４０Ｌ，４０Ｒの液面に応じて燃料を行き来させるためには、燃料路１６に電磁弁を設け、検出した液面に基づいて電磁弁の開閉を制御するようにしてもよいが、本実施形態のように、フロートバルブ１２，１２によって電気的な制御なしに燃料のみを通過させることを実現することに意義がある。フロートバルブ１２は構造がシンプルであるために故障の可能性が低いので、信頼性向上に寄与できるうえ、電気系の故障によりタンク内の燃料の着火が起こるという危険性を排除することができる。

次に、本発明の燃料通過部の変形例を示す。
図６（ａ）に示す例では、燃料路１６を塞ぐ弁体１２３がバネ１２４で押さえられる。弁体１２３およびバネ１２４がケース１２５に組み付けられることで、組付体１９が構成される。本例では、燃料路１６および組付体１９によって燃料通過部が構成される。
バネ１２４が弁体１２３を押す力は、燃料が弁体１２３を押す力（燃料の圧力）よりも小さく、クロスフローの空気流が弁体１２３を押す力よりも大きく設定する。
組付体１９は、図６（ｃ）に示すように、中央壁１５Ｃ上の位置をずらして中央壁１５Ｃの右側と左側とに設けられる。右側の組付体１９および左側の組付体１９のために、中央壁１５Ｃには２つの燃料流路が設けられる。右側の組付体１９と左側の組付体１９とは、ほぼ同じ高さに配置されることが好ましい。

図６（ａ）に示すように、インナータンク４０Ｌ内の液面がインナータンク４０Ｒ内の液面よりも高いときは、中央壁１５Ｃの右側に設けられた組付体１９が働く。インナータンク４０Ｌ内の燃料が、組付体１９の弁体１２３を押し開き、ケース１２５の開口（図示せず）を通りインナータンク４０Ｒへと移送される。
図６（ｂ）に示すように、インナータンク４０Ｒ内の液面がインナータンク４０Ｌ内の液面よりも高いときは、中央壁１５Ｃの左側に設けられた組付体１９が働く。インナータンク４０Ｒ内の燃料が、組付体１９の弁体１２３を押し開き、ケース１２５の開口を通りインナータンク４０Ｌへと移送される。
以上のようにして、インナータンク４０Ｌ内の燃料とインナータンク４０Ｒ内の燃料とが燃料路１６を通じて往来可能となっている。

図６に示す構成においても、クロスフローが阻止される。左通気経路１０Ｌから右通気経路１０Ｒに向かう空気流は、中央壁１５Ｃの左右に設けられた組付体１９の各々のバネ１２４の押圧力により、左右の組付体１９の弁体１２３のいずれをも押し開くことができずに遮断される。右通気経路１０Ｒから左通気経路１０Ｌに向かう空気流についても同様に遮断される。

また、上記実施形態の燃料路１６およびフロートバルブ１２に代えて、図７に示す配管３１およびフロートバルブ１２´により、燃料通過部を構成することもできる。
配管３１は、中央壁１５Ｃを貫通する孔に通され、燃料路を形成する。配管３１は両端で、インナータンク４０Ｌ，４０Ｒの底部に向けて屈曲する。
フロートバルブ１２´は、中央壁１５Ｃの左側に位置する配管３１の端部と、中央壁１５Ｃの右側に位置する配管３１の端部との各々に設けられる。
フロートバルブ１２´の弁体１２３は、配管３１の端部の開口を開閉する。
フロートバルブ１２´のレバー１２２は、配管３１の端部に回動可能に設けられる。
フロートバルブ１２´のフロート１２１は、弁体１２３にほぼ沿う方向に弁体１２３から離間し、レバー１２２により弁体１２３と連結される。
フロートバルブ１２´は、弁体１２３およびフロート１２１が直線的な位置関係となるように組み付けられる。
フロートバルブ１２´は、上述のフロートバルブ１２と同様に、燃料の液面が上昇すると開き、液面が下降すると閉じる。

図７に示す構成では、タンク底部に向けて両端が屈曲した配管３１により形成される燃料路を、フロートバルブ１２´によりタンクの底部側から開閉することにより、弁体１２３とフロート１２１とを直線的な位置関係に配置することができる。そのため、フロートバルブ１２´の部品の組み付け、およびフロートバルブ１２´の配管３１への組み付けが容易となり、フロートバルブ１２´の交換を含む保守も容易となる上、フロートバルブ１２´の選択自由度が向上する。

その他、例えば、燃料およびガスのうち燃料のみを選択的に透過させるフィルタと、中央壁１５Ｃの燃料路１６とによって本発明の燃料通過部を構成することもできる。

上記以外にも、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。
燃料システム１０における燃料タンクは、任意に構成することができる。例えば、アウタータンク３０Ｌ，３０Ｒの各々が複数に分割されていてもよい。左通気経路１０Ｌの経路上に位置する燃料タンクと、右通気経路１０Ｒの経路上に位置する燃料タンクが設けられる限り、ウィングボックスＷの内部を任意に区画することができる。
中央壁１５Ｃは、胴体２を前後方向に貫くセンターラインに沿って設けることが好ましいが、左通気経路１０Ｌの通気口１４と、右通気経路１０Ｒの通気口１４との間の任意の位置に設けることができる。

また、上記実施形態では、サージタンク５０Ｌ，５０Ｒに通気ダクト１１，１１が設けられるが、これらの通気ダクト１１，１１はアウタータンク３０Ｌ，３０Ｒに設けることもできる。
さらに、上記実施形態のように、タンク３０Ｌ，４０Ｌ，４０Ｒ，３０Ｒの各々に対応する燃料供給ポンプＰ１〜Ｐ４を設けることは必須ではない。
例えば、インナータンク４０Ｌからアウタータンク３０Ｌへと燃料を移送するポンプを設けるとともに、インナータンク４０Ｒからアウタータンク３０Ｒへと燃料を移送するポンプを設けることにより、インナータンク４０Ｌ，４０Ｒに対応する燃料供給ポンプＰ２，Ｐ３を廃して、燃料の移送先であるアウタータンク３０Ｌ，３０Ｒに対応する燃料供給ポンプＰ１，Ｐ４のみを残すことができる。この場合には、インナータンク４０Ｌ内の燃料がアウタータンク３０Ｌを介して使われ、インナータンク４０Ｒ内の燃料がアウタータンク３０Ｒを介して使われる。この場合でも、インナータンク４０Ｌ，４０Ｒ内の燃料を燃料通過部を介して往来可能にしたことによる冗長性を発揮することができる。

１ 航空機
２ 胴体
３ 主翼
４ エンジン
６ スキン
７ ストリンガ
８ カバー部材
１０ 燃料システム
１０Ｌ 左通気経路
１０Ｒ 右通気経路
１１ 通気ダクト
１２，１２´ フロートバルブ（燃料通過部）
１３，１４ 通気口
１５Ｃ 中央壁（遮断壁）
１５Ｌ１，１５Ｌ２，１５Ｒ２，１５Ｒ１ 隔壁
１６ 燃料路（燃料通過部）
３１ 配管（燃料通過部）
１９ 組付体
２０ ＮＥＡ供給システム
２１ ガス配管
２２ 開閉弁
２３ 温調機構
２４ フィルタ
２５ 空気分離モジュール（ＡＳＭ）
２６ フローコントロールバルブ（ＦＣＶ)
２７ 制御部
３０Ｌ，３０Ｒ アウタータンク（燃料タンク）
４０Ｌ，４０Ｒ インナータンク（燃料タンク）
５０Ｌ，５０Ｒ サージタンク
７７ 通路
１２１ フロート
１２２ レバー
１２３ 弁体
１２４ バネ
１２５ ケース
Ｐ１〜Ｐ４ 燃料供給ポンプ
Ｗ ウィングボックス

Claims (3)

1. 航空機の燃料システムであって、
   燃料を貯留する複数の燃料タンクと、
   複数の前記燃料タンクのうち一部または全部の前記燃料タンク内に窒素富化ガスを供給する窒素富化ガス供給システムと、
   左の主翼に設けられて外気と通じる通気ダクトから胴体へと延出し、経路上に位置する前記燃料タンク内と通じる左通気経路と、
   右の主翼に設けられて外気と通じる通気ダクトから胴体へと延出し、経路上に位置する前記燃料タンク内と通じる右通気経路と、を備え、
   少なくとも一部が前記胴体に位置し、前記左通気経路と通じる前記燃料タンクと、少なくとも一部が前記胴体に位置し、前記右通気経路と通じる前記燃料タンクとは、ガスを遮断する遮断壁により仕切られ、
   前記遮断壁により仕切られた前記燃料タンクは、前記燃料および前記ガスのうち前記燃料のみを通過させる燃料通過部を介して連通する、
   ことを特徴とする航空機の燃料システム。
2. 前記燃料通過部は、
   前記遮断壁を貫通する燃料路と、
   前記遮断壁を挟んで両側に設けられるフロートバルブと、を備え、
   前記フロートバルブの各々は、前記燃料の液面が上昇すると前記燃料路を開く、
   ことを特徴とする請求項１に記載の航空機の燃料システム。
3. 請求項１または請求項２に記載の航空機の燃料システムを備える、
   ことを特徴とする航空機。

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