JPH0737239B2 - 航空機の翼燃料タンク - Google Patents
航空機の翼燃料タンクInfo
- Publication number
- JPH0737239B2 JPH0737239B2 JP32537690A JP32537690A JPH0737239B2 JP H0737239 B2 JPH0737239 B2 JP H0737239B2 JP 32537690 A JP32537690 A JP 32537690A JP 32537690 A JP32537690 A JP 32537690A JP H0737239 B2 JPH0737239 B2 JP H0737239B2
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- JP
- Japan
- Prior art keywords
- fuel
- wing
- injection pipe
- fuel tank
- aircraft
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
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- Cooling, Air Intake And Gas Exhaust, And Fuel Tank Arrangements In Propulsion Units (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】 〔産業上の利用分野〕 本発明は、翼内部を燃料タンクとして利用する航空機の
翼燃料タンクに関する。
翼燃料タンクに関する。
従来、航空機はその殆どが、翼(主翼)内を燃料タンク
として用いている。機体がロール(機軸まわりに回転す
ること)すれば、燃料は遠心力により翼端へ押しつけら
れ、タンク壁が圧せられるので、タンク構造はそれに耐
えるよう構成されている。
として用いている。機体がロール(機軸まわりに回転す
ること)すれば、燃料は遠心力により翼端へ押しつけら
れ、タンク壁が圧せられるので、タンク構造はそれに耐
えるよう構成されている。
上記従来の航空機の翼燃料タンクには解決すべき次の課
題があった。
題があった。
即ち、機体の前後軸まわりの高い回転運動(ロール)に
より、燃料が遠心力で、翼端方向に押しやられ、翼端に
ゆく程高い圧力が負荷され、これに耐え得る強固な構造
が必要となり、構造が重くなるという問題があった。
より、燃料が遠心力で、翼端方向に押しやられ、翼端に
ゆく程高い圧力が負荷され、これに耐え得る強固な構造
が必要となり、構造が重くなるという問題があった。
軽い構造にするためには、ロール運動による燃料圧が、
翼端方向に集積されるのを防止して、高圧になるのを避
けるのがよいが、燃料圧が集積しない構造にすると、翼
内に燃料を注入できなくなるので、新たに燃料注入装置
を必要とするという問題が生じる。
翼端方向に集積されるのを防止して、高圧になるのを避
けるのがよいが、燃料圧が集積しない構造にすると、翼
内に燃料を注入できなくなるので、新たに燃料注入装置
を必要とするという問題が生じる。
本発明は上記課題の解決手段として、複数の力骨により
翼巾方向に複数個に分割されてなる液密状の部屋と、上
記各力骨に設けられた機体中心方向にのみ開くフラッパ
バルブと、上記複数個の部屋のうち翼端の部屋に開口す
る燃料注入パイプと、同燃料注入パイプの開口部に設け
られ常時は燃料の放出可能に開き機体のロール運動時の
み閉じる開閉手段とを具備してなることを特徴とする航
空機の翼燃料タンクを提供しようとするものである。
翼巾方向に複数個に分割されてなる液密状の部屋と、上
記各力骨に設けられた機体中心方向にのみ開くフラッパ
バルブと、上記複数個の部屋のうち翼端の部屋に開口す
る燃料注入パイプと、同燃料注入パイプの開口部に設け
られ常時は燃料の放出可能に開き機体のロール運動時の
み閉じる開閉手段とを具備してなることを特徴とする航
空機の翼燃料タンクを提供しようとするものである。
本発明は上記のように構成されるので次の作用を有す
る。
る。
即ち、翼内部の空間を力骨で仕切り、かつ、機体中心方
向にのみ開くフラッパバルブを設けることにより内包
(胴体側)の部屋の圧力が機体ロール時、外方(翼端
側)の部屋に伝わらないので、従来のように圧力が外方
にゆくに従って積み重ねられず、高い燃料圧が発生しな
い。
向にのみ開くフラッパバルブを設けることにより内包
(胴体側)の部屋の圧力が機体ロール時、外方(翼端
側)の部屋に伝わらないので、従来のように圧力が外方
にゆくに従って積み重ねられず、高い燃料圧が発生しな
い。
従って、翼構造を高い圧力に耐え得るよう強固にする必
要がなく、軽量化できる。
要がなく、軽量化できる。
即ち、翼端部は、飛行による荷重も小さいので、薄い板
厚の構造で足りることになる。
厚の構造で足りることになる。
また、燃料注入パイプの出口に設けた開閉手段は航空機
に燃料を搭載する場合には口が開きその機能を果し、ロ
ール運動時には、その口を閉じて、パイプ内の燃料によ
る圧力が、翼構造に伝播するのを防ぐ。
に燃料を搭載する場合には口が開きその機能を果し、ロ
ール運動時には、その口を閉じて、パイプ内の燃料によ
る圧力が、翼構造に伝播するのを防ぐ。
また、燃料注入パイプの開口部は翼端の部屋に位置する
ので、その部屋でタンク内に放出された燃料は、機体中
心方向にのみ開くフラッパバルブによって自由に機体中
心側の部屋にむかって移動し、偏在することがない。
ので、その部屋でタンク内に放出された燃料は、機体中
心方向にのみ開くフラッパバルブによって自由に機体中
心側の部屋にむかって移動し、偏在することがない。
本発明の一実施例を第1図〜第8図により説明する。
第1図は本実施例に係る航空機の翼燃料タンクの左舷平
断面図で、図において1は航空機の翼01の内部を、翼端
方向に圧力を伝播させぬよう液密にいくつかの小部屋に
区切った力骨である。2は燃料を翼燃料タンク内に注入
する注入パイプで出口は最翼端の小部屋にある。3は翼
燃料タンク内の燃料を図示しないエンジンへ送り出す燃
料パイプである。4は燃料が送り出された体積に見合う
気体を翼燃料タンク内へ供給する送気パイプで、各小部
屋に開口部を有し、出口に図示しない公知の逆流防止弁
が取付けられ、燃料が逆流するのを防いでいる。5は翼
端側から内方へ燃料が流れ込む場合はこれらを妨げぬよ
う開き、航空機がロール運動をし、燃料が内方から翼端
側へ流れようとする場合には閉じて、これを防ぐ機能を
有する後述のフラッパバルブである。
断面図で、図において1は航空機の翼01の内部を、翼端
方向に圧力を伝播させぬよう液密にいくつかの小部屋に
区切った力骨である。2は燃料を翼燃料タンク内に注入
する注入パイプで出口は最翼端の小部屋にある。3は翼
燃料タンク内の燃料を図示しないエンジンへ送り出す燃
料パイプである。4は燃料が送り出された体積に見合う
気体を翼燃料タンク内へ供給する送気パイプで、各小部
屋に開口部を有し、出口に図示しない公知の逆流防止弁
が取付けられ、燃料が逆流するのを防いでいる。5は翼
端側から内方へ燃料が流れ込む場合はこれらを妨げぬよ
う開き、航空機がロール運動をし、燃料が内方から翼端
側へ流れようとする場合には閉じて、これを防ぐ機能を
有する後述のフラッパバルブである。
第2図は、航空機がロール運動をした場合の遠心力によ
る燃料圧力を示した本実施例と従来例の比較線図で、破
線は従来の翼の内圧を示し、実線が本実施例の翼の内圧
を示したもので、図中の符号1の位置は第1図の各力骨
1の位置に対応する。即ち、従来例では翼端で大きな内
圧が発生するのに対し、本実施例では各力骨1の部位に
分散された小さい内圧が発生するのみである。
る燃料圧力を示した本実施例と従来例の比較線図で、破
線は従来の翼の内圧を示し、実線が本実施例の翼の内圧
を示したもので、図中の符号1の位置は第1図の各力骨
1の位置に対応する。即ち、従来例では翼端で大きな内
圧が発生するのに対し、本実施例では各力骨1の部位に
分散された小さい内圧が発生するのみである。
第3図は力骨1は内方から見た斜視図で、力骨1にフラ
ッパバルブ5等を取付けた状況を示す。
ッパバルブ5等を取付けた状況を示す。
第4図は第3図のIV−IV矢視断面図で力骨1にフラッパ
バルブ5を取付けた状態を示したものである。フラッパ
バルブ5は固定金具7とヒンジピン9を通じて結合さ
れ、ヒンジピン9のまわりに回転可能である。またフラ
ッパバルブ5と固定金具7は弱いバネ6で、閉じる方向
に力を加えられているが、燃料が外方から内側の小部屋
に流れ込むのを妨げない強さである。第4図は燃料が外
から内へ流れ込んでいる状況を示す。10,11は翼外板で
ある。
バルブ5を取付けた状態を示したものである。フラッパ
バルブ5は固定金具7とヒンジピン9を通じて結合さ
れ、ヒンジピン9のまわりに回転可能である。またフラ
ッパバルブ5と固定金具7は弱いバネ6で、閉じる方向
に力を加えられているが、燃料が外方から内側の小部屋
に流れ込むのを妨げない強さである。第4図は燃料が外
から内へ流れ込んでいる状況を示す。10,11は翼外板で
ある。
第5図は、第4図と同じ断面で航空機がロール運動を
し、燃料の圧力が外方にかかった場合にはフラッパバル
ブ5が閉じる状態を示したものである。8は燃料が洩れ
て外方へ流入するのを防ぐシールで、力骨1の燃料移動
用孔の回りに取りつけられている。
し、燃料の圧力が外方にかかった場合にはフラッパバル
ブ5が閉じる状態を示したものである。8は燃料が洩れ
て外方へ流入するのを防ぐシールで、力骨1の燃料移動
用孔の回りに取りつけられている。
第6図は、燃料の注入パイプ2の開口部のバルブを示し
た縦断面図である。注入パイプ2の先端は、蓋12で栓が
なされている。スリーブ14は注入パイプ2の外周を長手
方向に摺動可能で、通常はスプリング13でストッパ16に
押し付けられている。この状態では、注入パイプ2の横
に明けた穴2aとスリーブ14の穴14aとは一致していて、
燃料は、これらの穴2a,14aから注入パイプ2の外に逆出
される。機体のロール運動により、外方に遠心力が働く
とスリーブ14の遠心力でスプリング13は圧縮され、スリ
ーブ14は第7図のように注入パイプ2の端部に移動し、
注入パイプ2の穴2aを塞ぐことになり、注入パイプ2の
中の燃料圧は、注入パイプ2の外には伝播しない。注入
パイプ2から外へ燃料が洩れるのを防止するため、注入
パイプ2とスリーブ14のすき間にはシール15が設けられ
ている。
た縦断面図である。注入パイプ2の先端は、蓋12で栓が
なされている。スリーブ14は注入パイプ2の外周を長手
方向に摺動可能で、通常はスプリング13でストッパ16に
押し付けられている。この状態では、注入パイプ2の横
に明けた穴2aとスリーブ14の穴14aとは一致していて、
燃料は、これらの穴2a,14aから注入パイプ2の外に逆出
される。機体のロール運動により、外方に遠心力が働く
とスリーブ14の遠心力でスプリング13は圧縮され、スリ
ーブ14は第7図のように注入パイプ2の端部に移動し、
注入パイプ2の穴2aを塞ぐことになり、注入パイプ2の
中の燃料圧は、注入パイプ2の外には伝播しない。注入
パイプ2から外へ燃料が洩れるのを防止するため、注入
パイプ2とスリーブ14のすき間にはシール15が設けられ
ている。
第8図は注入パイプ2の先端の斜視図である。
なお、本実施例では力骨1は機械加工状の部材を示して
あるが、第2図に示す通り、各力骨1に負荷される内圧
は小さいので、その負荷に耐える部材であればよく、い
わゆる小骨その他の適切な部材であってもよい。
あるが、第2図に示す通り、各力骨1に負荷される内圧
は小さいので、その負荷に耐える部材であればよく、い
わゆる小骨その他の適切な部材であってもよい。
以上の通り、本実施例によれば、翼燃料タンクを力骨1
によって複数の部屋に分割し、各力骨1には航空機の内
方へは開くが外方にむかっては閉じるフラッパバルブ5
をそれぞれ設けたので、航空機がロールして外方へ遠心
力が生じてもフラッパバルブ5が閉じ、翼燃料タンクの
各部屋内の燃料は各力骨1によって外方への移動を止め
られるので、翼端へ燃料が一斉に移動して大きな内圧を
生じることがなく、従って、翼燃料タンクの耐圧強度を
小さくできるため、力骨1、翼外板10,11等を薄くで
き、重量を軽減できるという利点がある。
によって複数の部屋に分割し、各力骨1には航空機の内
方へは開くが外方にむかっては閉じるフラッパバルブ5
をそれぞれ設けたので、航空機がロールして外方へ遠心
力が生じてもフラッパバルブ5が閉じ、翼燃料タンクの
各部屋内の燃料は各力骨1によって外方への移動を止め
られるので、翼端へ燃料が一斉に移動して大きな内圧を
生じることがなく、従って、翼燃料タンクの耐圧強度を
小さくできるため、力骨1、翼外板10,11等を薄くで
き、重量を軽減できるという利点がある。
また、翼燃料タンク内に燃料を注入する注入パイプ2は
航空機の胴体側より翼燃料タンクの翼端の部屋まで配管
し、その先端部近傍が燃料注入時は開孔し、ロールによ
る遠心力発生時には自動的に閉じるスリーブ14等を設け
たので、注入パイプ2内の燃料が翼端の部屋内で遠心力
により放出され、翼端の翼燃料タンクの部屋の内圧を高
めるという不具合も発生しないという利点がある。
航空機の胴体側より翼燃料タンクの翼端の部屋まで配管
し、その先端部近傍が燃料注入時は開孔し、ロールによ
る遠心力発生時には自動的に閉じるスリーブ14等を設け
たので、注入パイプ2内の燃料が翼端の部屋内で遠心力
により放出され、翼端の翼燃料タンクの部屋の内圧を高
めるという不具合も発生しないという利点がある。
本発明は上記のように構成されるので次の効果を有す
る。
る。
(1) 翼燃料タンク内に高い燃料圧が発生しないの
で、軽い重量の翼が実現でき、相応して航空機の最高速
の増大、航続距離の増大、燃料の節減等の性能が向上す
る。
で、軽い重量の翼が実現でき、相応して航空機の最高速
の増大、航続距離の増大、燃料の節減等の性能が向上す
る。
(2) 翼燃料タンク内に高い圧力が生じないので機体
の安全性が増す。
の安全性が増す。
(3) 翼燃料タンク内に高い圧力が生じないので燃料
洩れが起りにくい。
洩れが起りにくい。
第1図は本発明の一実施例に係る航空機の翼燃料タンク
の左舷平断面図、第2図は上記実施例と従来例との燃料
圧力の比較線図、第3図はフラッパバルブ等を設けられ
た上記実施例の力骨の斜視図、第4図は第3図のIV−IV
矢視断面図でフラッパバルブ5を開いている場合、第5
図は第4図と同断面図でフラッパバルブ5が閉じている
場合、第6図及び第7図は上記実施例に係る燃料注入パ
イプ先端の縦断面図で、第6図は燃料注入用の穴2aが開
いている場合、第7図は穴2aが閉じている場合、第8図
は上記実施例に係る燃料注入パイプ先端の斜視図であ
る。 01……翼,1……力骨, 2……注入パイプ,2a……穴, 3……燃料パイプ,4……送気パイプ, 5……フラッパバルブ,6……バネ, 7……固定金具,8……シール, 9……ヒンジピン,10,11……翼外板, 12……蓋,13……スプリング, 14……スリーブ,14a……穴, 15……シール,16……ストッパ。
の左舷平断面図、第2図は上記実施例と従来例との燃料
圧力の比較線図、第3図はフラッパバルブ等を設けられ
た上記実施例の力骨の斜視図、第4図は第3図のIV−IV
矢視断面図でフラッパバルブ5を開いている場合、第5
図は第4図と同断面図でフラッパバルブ5が閉じている
場合、第6図及び第7図は上記実施例に係る燃料注入パ
イプ先端の縦断面図で、第6図は燃料注入用の穴2aが開
いている場合、第7図は穴2aが閉じている場合、第8図
は上記実施例に係る燃料注入パイプ先端の斜視図であ
る。 01……翼,1……力骨, 2……注入パイプ,2a……穴, 3……燃料パイプ,4……送気パイプ, 5……フラッパバルブ,6……バネ, 7……固定金具,8……シール, 9……ヒンジピン,10,11……翼外板, 12……蓋,13……スプリング, 14……スリーブ,14a……穴, 15……シール,16……ストッパ。
Claims (1)
- 【請求項1】複数の力骨に翼巾方向により複数個に分割
されてなる液密状の部屋と、上記各力骨に設けられた機
体中心方向にのみ開くフラッパバルブと、上記複数個の
部屋のうち翼端の部屋に開口する燃料注入パイプと、同
燃料注入パイプの開口部に設けられ常時は燃料の放出可
能に開き機体のロール運動時のみ閉じる開閉手段とを具
備してなることを特徴とする航空機の翼燃料タンク。
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP32537690A JPH0737239B2 (ja) | 1990-11-29 | 1990-11-29 | 航空機の翼燃料タンク |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP32537690A JPH0737239B2 (ja) | 1990-11-29 | 1990-11-29 | 航空機の翼燃料タンク |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JPH04197891A JPH04197891A (ja) | 1992-07-17 |
JPH0737239B2 true JPH0737239B2 (ja) | 1995-04-26 |
Family
ID=18176145
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP32537690A Expired - Lifetime JPH0737239B2 (ja) | 1990-11-29 | 1990-11-29 | 航空機の翼燃料タンク |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
JP (1) | JPH0737239B2 (ja) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN108100273A (zh) * | 2017-11-29 | 2018-06-01 | 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 | 一种飞机燃油冷却系统 |
Families Citing this family (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB2544806A (en) | 2015-11-30 | 2017-05-31 | Airbus Operations Ltd | Aircraft fuel system |
KR102260465B1 (ko) * | 2019-11-18 | 2021-06-03 | 국방과학연구소 | 연료 포집 장치가 적용된 연료 시스템에 대한 성능 해석 방법 |
-
1990
- 1990-11-29 JP JP32537690A patent/JPH0737239B2/ja not_active Expired - Lifetime
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN108100273A (zh) * | 2017-11-29 | 2018-06-01 | 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 | 一种飞机燃油冷却系统 |
CN108100273B (zh) * | 2017-11-29 | 2021-08-17 | 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 | 一种飞机燃油冷却系统 |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
JPH04197891A (ja) | 1992-07-17 |
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Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
S533 | Written request for registration of change of name |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R313533 |
|
R350 | Written notification of registration of transfer |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R350 |
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EXPY | Cancellation because of completion of term |