KR102510541B1 - 연료 저장 시스템을 구비한 항공기 - Google Patents

연료 저장 시스템을 구비한 항공기 Download PDF

Info

Publication number
KR102510541B1
KR102510541B1 KR1020210041133A KR20210041133A KR102510541B1 KR 102510541 B1 KR102510541 B1 KR 102510541B1 KR 1020210041133 A KR1020210041133 A KR 1020210041133A KR 20210041133 A KR20210041133 A KR 20210041133A KR 102510541 B1 KR102510541 B1 KR 102510541B1
Authority
KR
South Korea
Prior art keywords
tank
ventilation
floor panel
fuel
aircraft
Prior art date
Application number
KR1020210041133A
Other languages
English (en)
Other versions
KR20220029318A (ko
Inventor
바레토 드 핀호 마르첼로
Original Assignee
에어버스 헬리콥터스 도이칠란트 게엠베하
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by 에어버스 헬리콥터스 도이칠란트 게엠베하 filed Critical 에어버스 헬리콥터스 도이칠란트 게엠베하
Publication of KR20220029318A publication Critical patent/KR20220029318A/ko
Priority to KR1020230032039A priority Critical patent/KR102702800B1/ko
Application granted granted Critical
Publication of KR102510541B1 publication Critical patent/KR102510541B1/ko

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B60—VEHICLES IN GENERAL
    • B60K—ARRANGEMENT OR MOUNTING OF PROPULSION UNITS OR OF TRANSMISSIONS IN VEHICLES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF PLURAL DIVERSE PRIME-MOVERS IN VEHICLES; AUXILIARY DRIVES FOR VEHICLES; INSTRUMENTATION OR DASHBOARDS FOR VEHICLES; ARRANGEMENTS IN CONNECTION WITH COOLING, AIR INTAKE, GAS EXHAUST OR FUEL SUPPLY OF PROPULSION UNITS IN VEHICLES
    • B60K15/00—Arrangement in connection with fuel supply of combustion engines or other fuel consuming energy converters, e.g. fuel cells; Mounting or construction of fuel tanks
    • B60K15/03—Fuel tanks
    • B60K15/035—Fuel tanks characterised by venting means
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/04—Helicopters
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D37/00—Arrangements in connection with fuel supply for power plant
    • B64D37/005—Accessories not provided for in the groups B64D37/02 - B64D37/28
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D37/00—Arrangements in connection with fuel supply for power plant
    • B64D37/02—Tanks
    • B64D37/04—Arrangement thereof in or on aircraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D37/00—Arrangements in connection with fuel supply for power plant
    • B64D37/02—Tanks
    • B64D37/06—Constructional adaptations thereof
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D37/00—Arrangements in connection with fuel supply for power plant
    • B64D37/32—Safety measures not otherwise provided for, e.g. preventing explosive conditions
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B60—VEHICLES IN GENERAL
    • B60K—ARRANGEMENT OR MOUNTING OF PROPULSION UNITS OR OF TRANSMISSIONS IN VEHICLES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF PLURAL DIVERSE PRIME-MOVERS IN VEHICLES; AUXILIARY DRIVES FOR VEHICLES; INSTRUMENTATION OR DASHBOARDS FOR VEHICLES; ARRANGEMENTS IN CONNECTION WITH COOLING, AIR INTAKE, GAS EXHAUST OR FUEL SUPPLY OF PROPULSION UNITS IN VEHICLES
    • B60K15/00—Arrangement in connection with fuel supply of combustion engines or other fuel consuming energy converters, e.g. fuel cells; Mounting or construction of fuel tanks
    • B60K15/03—Fuel tanks
    • B60K15/035—Fuel tanks characterised by venting means
    • B60K2015/03523—Arrangements of the venting tube
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B60—VEHICLES IN GENERAL
    • B60K—ARRANGEMENT OR MOUNTING OF PROPULSION UNITS OR OF TRANSMISSIONS IN VEHICLES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF PLURAL DIVERSE PRIME-MOVERS IN VEHICLES; AUXILIARY DRIVES FOR VEHICLES; INSTRUMENTATION OR DASHBOARDS FOR VEHICLES; ARRANGEMENTS IN CONNECTION WITH COOLING, AIR INTAKE, GAS EXHAUST OR FUEL SUPPLY OF PROPULSION UNITS IN VEHICLES
    • B60K15/00—Arrangement in connection with fuel supply of combustion engines or other fuel consuming energy converters, e.g. fuel cells; Mounting or construction of fuel tanks
    • B60K15/03—Fuel tanks
    • B60K15/035—Fuel tanks characterised by venting means
    • B60K2015/03523—Arrangements of the venting tube
    • B60K2015/03528—Mounting of venting tubes
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B60—VEHICLES IN GENERAL
    • B60K—ARRANGEMENT OR MOUNTING OF PROPULSION UNITS OR OF TRANSMISSIONS IN VEHICLES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF PLURAL DIVERSE PRIME-MOVERS IN VEHICLES; AUXILIARY DRIVES FOR VEHICLES; INSTRUMENTATION OR DASHBOARDS FOR VEHICLES; ARRANGEMENTS IN CONNECTION WITH COOLING, AIR INTAKE, GAS EXHAUST OR FUEL SUPPLY OF PROPULSION UNITS IN VEHICLES
    • B60K15/00—Arrangement in connection with fuel supply of combustion engines or other fuel consuming energy converters, e.g. fuel cells; Mounting or construction of fuel tanks
    • B60K15/03—Fuel tanks
    • B60K15/035—Fuel tanks characterised by venting means
    • B60K2015/03561—Venting means working at specific times
    • B60K2015/03571—Venting during driving
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B60—VEHICLES IN GENERAL
    • B60K—ARRANGEMENT OR MOUNTING OF PROPULSION UNITS OR OF TRANSMISSIONS IN VEHICLES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF PLURAL DIVERSE PRIME-MOVERS IN VEHICLES; AUXILIARY DRIVES FOR VEHICLES; INSTRUMENTATION OR DASHBOARDS FOR VEHICLES; ARRANGEMENTS IN CONNECTION WITH COOLING, AIR INTAKE, GAS EXHAUST OR FUEL SUPPLY OF PROPULSION UNITS IN VEHICLES
    • B60K15/00—Arrangement in connection with fuel supply of combustion engines or other fuel consuming energy converters, e.g. fuel cells; Mounting or construction of fuel tanks
    • B60K15/03—Fuel tanks
    • B60K15/063—Arrangement of tanks
    • B60K2015/0634—Arrangement of tanks the fuel tank is arranged below the vehicle floor
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B60—VEHICLES IN GENERAL
    • B60Y—INDEXING SCHEME RELATING TO ASPECTS CROSS-CUTTING VEHICLE TECHNOLOGY
    • B60Y2200/00—Type of vehicle
    • B60Y2200/50—Aeroplanes, Helicopters
    • B60Y2200/52—Helicopters
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/40—Weight reduction

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
  • Sustainable Development (AREA)
  • Sustainable Energy (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Transportation (AREA)
  • Cooling, Air Intake And Gas Exhaust, And Fuel Tank Arrangements In Propulsion Units (AREA)

Abstract

본 발명은 바닥 패널(4)과 연료 저장 시스템(3)을 수용하는 동체(2)를 구비한 항공기(1)에 관한 것으로서, 상기 연료 저장 시스템(3)은, 바닥 패널(4) 아래에 배치된 적어도 하나의 메인 탱크(5a)가 있는 탱크 시스템(5); 및 탱크 시스템(5)을 환기하기 위한 복수의 환기 라인(11)이 있는 교차 환기 시스템(7)으로서, 복수의 환기 라인(11)이 탱크 시스템(5)의 제1 측면(12c)으로부터 탱크 시스템(5)의 반대쪽 제2 측면(12d)까지 배관 연결되는 적어도 하나의 교차 환기 라인(11a)을 포함하는 교차 환기 시스템(7)을 포함하고; 적어도 하나의 교차 환기 라인(11a)은 탱크 시스템(5)의 제1 측면(12c)으로부터 탱크 시스템(5)의 제2 측면(12d)까지 바닥 패널(4)에 또는 그 아래에서 배관 연결된다.

Description

연료 저장 시스템을 구비한 항공기 {AN AIRCRAFT WITH A FUEL STORAGE SYSTEM}
본 발명은 바닥 패널 및 연료 저장 시스템을 수용하는 동체를 구비한 항공기에 관한 것으로, 상기 연료 저장 시스템은 바닥 패널 아래에 배치된 적어도 하나의 메인 탱크가 있는 탱크 시스템, 및 상기 탱크 시스템을 환기하기 위한 복수의 환기 라인이 있는 교차 환기 시스템을 포함하고, 상기 복수의 환기 라인은 탱크 시스템의 제1 측면으로부터 탱크 시스템의 반대쪽 제2 측면으로 배관 연결되는(routed) 적어도 하나의 교차 환기 라인을 포함한다.
미리 결정된 탱크 용적을 갖는 적어도 하나의 메인 탱크를 포함하는 탱크 시스템이 있는 연료 저장 시스템을 갖는 항공기에서, 일반적으로 탱크 시스템을 환기하기 위한 복수의 환기 라인을 갖는 환기 시스템이 필요하다. 환기 시스템은 일반적으로 적어도 하나의 메인 탱크 위에 배치되어, 적어도 하나의 메인 탱크가 "호흡"할 수 있도록 적절한 환기 기능을 가능하게 한다.
보다 구체적으로, 환기 시스템은 적어도 하나의 메인 탱크에서 압력과 진공 모두를 해제하기 위해 필요하다. 특히, 환기 시스템은 적어도 하나의 메인 탱크 내부의 내부 탱크 압력을 주변 대기압과 동일하게 하여 부압(negative pressure)으로 인한 탱크 붕괴를 방지한다. 이는 항공기가 비행 중에 상승 또는 하강할 때 대기 변화에 의해 기압이 변경되기 때문에 특히 필요하다.
종래 기술로부터 상이한 환기 시스템이 알려져 있다. 예를 들어, 그러한 환기 시스템은 특허문헌 EP 1084952 B1, FR 2 756 255 B1, US 9 162 772 B2 및 CN 104 527 987 B에 기재되어 있다.
종래의 환기 시스템은 관련 확장 탱크를 포함할 수 있다. 특정 항공기의 환기 시스템에 확장 탱크가 포함된 경우, 중력 연료 포트를 통한 정상적인 중력 연료 공급(급유) 과정에서 확장 탱크가 채워지지 않도록 기계적으로 보장하기 위해, 특정 항공기의 중력 연료 포트는 확장 탱크의 바닥 아래에 위치해야 한다. 이 경우 정상적인 중력 연료 공급 과정에서 확장 탱크가 채워지기 시작 전에 연료는 연통하는 용기(communicating vessel) 원리에 따라 중력 연료 포트로부터 나온다. 따라서 확장 탱크의 관련 탱크 용적은 연료 용적의 확장을 위해서만 예비된다.
일반적으로, 지면은 완벽한 제로 위치가 아닌 것으로 간주된다. 불규칙한 지형으로 인해 항공기가 기능을 하지 않을 때(tanked), 항상 작은 피치 각도(pitch angle)와 롤 각도(roll angle)가 있다. 더욱이, 통상 캐빈 바닥과 특정 항공기의 랜딩기어와의 사이는, 특정 항공기가 기능을 하지 않을 때, 특정 항공기의 전방에 대한 피치 각도 경향을 보상하기 위해 제공되는 각도도 이미 존재한다.
보다 구체적으로, 특정 항공기가 헬리콥터인 경우, 항공기는 헬리콥터가 일반적으로 기능을 하지 않을 때 기수를 올리는 자세를 취한다고 생각할 수 있다. 따라서 연료는 헬리콥터의 후방에 배치된 공급 탱크로부터 헬리콥터의 전방에 배치된 메인 탱크로 충전된다. 따라서 중력 연료 공급 과정에서 두 탱크의 가장 높은 지점은 메인 탱크의 전방과 상부에 있다.
더욱이, 지형 불규칙성으로 인한 각각의 롤 각도 경향도 고려되어야 하는데, 이는 특정 확장 탱크의 바닥과 중력 연료 포트 사이에 비교적 높은 편차를 생성할 수 있기 때문이다. 정상적인 중력 연료 공급 과정에서 확장 탱크의 탱크 용적이 채워지지 않도록 하기 위해, 비교적 높은 편차를 보상하기 위해 중력 연료 포트의 높이가 확장 탱크의 바닥보다 훨씬 낮아야 한다.
그러나, 특정 항공기의 추락 및 후속 전복이 발생하는 경우, 적어도 하나의 메인 탱크가 역전되어 환기 시스템 위 또는 옆에 위치할 수 있다. 이 경우, 적어도 하나의 메인 탱크 내부의 연료는 환기 시스템에서 사용 가능한 모든 여유 공간을 채운다. 즉, 소정의 탱크 용적이 환기 시스템으로 이동된다.
그럼에도 불구하고, 환기 시스템은 일반적으로 직경이 작은 튜브로 구성되며, 적어도 하나의 메인 탱크를 외부 배출구에 연결하는 확장 탱크를 포함할 수 있으며, 상기 확장 탱크는 일반적으로 적어도 하나의 메인 탱크의 미리 정해진 탱크 부피의 약 2%를 수용하기에 적합하다. 따라서, 확장 탱크가 있는 환기 시스템은 적어도 하나의 메인 탱크의 미리 정해진 탱크 용적을 유지하기 위해 사용 가능한 용적이 충분하지 않을 수 있다. 이 경우, 이를 회피하는 기능이 없다면, 적어도 하나의 메인 탱크로부터 환기 라인으로 이동하고, 환기 라인을 통해 이동하는 연료는 각각 연관된 환기 라인 배출구로부터 나올 수 있다. 따라서 이러한 기능이 없으면 항공기 전복 도중과 후에 연료 누출이 발생하여 충돌 후 화재 위험이 크게 증가할 수 있다.
전복의 경우 특정 항공기의 환기 시스템을 통한 연료 누출을 방지하기 위해, 플랩 밸브는 특정 항공기의 적어도 하나의 메인 탱크의 상부와 양쪽에, 예를 들어 후자가 환기 시스템에 연결되어 있는 적어도 하나의 메인 탱크의 각각의 환기 지점에 제공될 수 있다. 각 플랩 밸브는 중력으로 인해 떨어지는 관련 플랩을 갖고 있고, 그에 따라 전복 상황에서 환기 시스템을 폐쇄한다. 각 플랩 밸브 시스템은 예를 들어 특허문헌 EP 2 572 919 A1에 설명되어 있다.
그러나, 실제 전복 상황에서 이러한 플랩 밸브는 부정확하게 작동할 수 있으며, 적어도 중간 전복 위치에서 얼마간의 연료 누출이 허용되고, 플랩 밸브의 플랩이 관련 밸브 시트를 완전히 닫지 않을 수도 있다. 따라서 플랩 밸브의 사용은 고장 없는 연료 누출 방지 해결책으로 간주할 수 없으며, 특정 항공기의 전복 상황에서 발생할 가능성이 있는 위험하고 중대한 사건을 방지하기 위해 필수적인 연료 누출을 완전히 방지하는데 적절하지 않은 경우가 있을 수 있다.
고장 없는 해결책은 연통 용기 원리를 이용하는 교차 환기 시스템의 적용에 있다. 이러한 교차 환기 시스템의 기능적 원리는 특정 항공기의 적어도 하나의 메인 탱크의 좌측 환기 측으로부터 항공기의 상부 쉘을 통해 항공기 우측의 가능한 한 낮은 배출구 위치로, 또는 그 역으로 적절한 환기 라인을 연결하는 것이다. 따라서 항공기의 상부 쉘에서 서로 교차하는 적어도 2개의 환기 라인이 제공되므로 비교적 긴 환기 라인이 필요하다. 이중 환기 라인을 사용하여 특정 항공기의 캐빈 내부에서 연료 누출을 방지하는 경우, 관련된 환기 라인 길이의 심지어 2배이므로 훨씬 더 많은 무게가 발생한다.
종래의 교차 환기 시스템을 갖는 특정 항공기가 전복되는 경우, 특정 항공기가 길이방향 측면 중 하나로 기울어지므로, 교차 환기 시스템의 일부는 메인 탱크 아래에 있는 반면, 다른 부분은 메인 탱크 위에 있다. 메인 탱크 내부의 각 탱크 용적은, 교차 환기 시스템의 하단에서 재배치된 메인 탱크의 충전 레벨에 도달할 때까지, 교차 환기 시스템의 각 하부만을 채울 것이다. 보다 구체적으로, 연료는 교차 환기 시스템의 하부로부터 회전된 메인 탱크의 상부에서 교차 환기 시스템의 상부를 향하여 교차 환기 라인을 따라 안내될 것이다. 상부는 메인 탱크보다 높은 레벨을 가지므로 연료 누출 가능성을 피할 수 있다.
다시 말해서, 특정 항공기가 좌측 또는 우측 어느 한 쪽으로 기울어지면, 연료는 좌측으로부터 우측으로 그리고 그 역으로 경로가 변경되기 때문에, 연료는 교차 환기 시스템에 포함된 채로 유지될 것이다. 이 상황에서, 반대쪽의 각 환기 라인 배출구는 항상 적어도 하나의 메인 탱크의 가장 높은 위치보다 높기 때문에, 연료는 연통하는 용기 원리에 따라 교차 환기 시스템의 환기 라인 배출구 중 하나로부터 나올 수 없다.
그러나, 특정 항공기의 상하가 뒤집힌 위치에서, 메인 탱크는 역전되고, 교차 환기 시스템 위에 각각 위치하게 된다. 이 경우, 전체 시스템이 동일한 연료 레벨에 도달할 때까지, 메인 탱크의 탱크 용적은 교차 환기 시스템의 양쪽을 채울 것이다. 보다 구체적으로, 특정 항공기의 상하가 뒤집힌 위치에서, 교차 환기 시스템의 양쪽은 메인 탱크로부터 관련된 하부 환기 라인 배출구의 높이까지 연료로 채워진다.
특정 항공기의 바닥과 하부 환기 라인 배출구 사이에 오프셋이 있는 경우, 관련 오프셋 용적은 교차 환기 시스템에 의해 포함될 수 없으며, 연통하는 용기 원리에 따라 연료는 교차 환기 시스템으로부터 나온다. 그러나, 이 오프셋 용적은 일반적으로 기본이 되는 높이 차가 작기 때문에 일반적으로 매우 적으며 결과적으로 무시할 수 있다. 더욱이, 이륙 전 활주하는 동안에는, 항상 일정한 연료 소비가 발생하여 소비로 인해 오프셋 용적이 감소된다.
그러나, 종래의 교차 환기 시스템의 주요 단점은, 환기 라인이 특정 항공기의 일 측으로부터 타 측으로 지나가야 한다는 사실 때문에, 상부 쉘을 통과하고 각각 반대쪽의 가장 낮은 위치에서 끝나는 관련 환기 라인의 길이가 각각 필요하다는 것이다.
따라서, 본 발명의 과제는 개선된 교차 환기 시스템을 갖는 새로운 항공기를 제공하는 데 있다. 이 과제는 청구항 1의 특징을 가진 항공기에 의해 해결된다.
보다 구체적으로, 본 발명에 따르면, 항공기는 바닥 패널과 연료 저장 시스템을 수용하는 동체를 포함한다. 연료 저장 시스템은 바닥 패널 아래에 배치된 적어도 하나의 메인 탱크를 가진 탱크 시스템과 탱크 시스템을 환기하기 위한 복수의 환기 라인이 있는 교차 환기 시스템을 포함한다. 복수의 환기 라인은 탱크 시스템의 제1 측면으로부터 탱크 시스템의 반대편 제2 측면으로 연결되는 적어도 하나의 교차 환기 라인을 포함한다. 적어도 하나의 교차 환기 라인은 탱크 시스템의 제1 측면으로부터 탱크 시스템의 제2 측면까지 바닥 패널 아래 또는 그 내부에서 연결된다.
유리하게는, 본 발명에 따른 항공기의 새로운 교차 환기 시스템은, 바닥 패널 또는 그 아래에 확보된 소정의 높이, 각각 두께 내에서 서로 교차하는 환기 라인을 포함한다. 따라서, 항공기의 양측과 상부 쉘 또는 지붕을 통과하는, 종래의 비교적 긴 환기 라인 경로를 피할 수 있다. 그럼에도 불구하고, 위에서 설명한 단점을 피하면서 고장 없는 기능을 보장할 수 있다.
보다 구체적으로, 이미 인증의 이유로 교차 환기 시스템은 환기 라인 구현을 위해 이중 벽 호스 라인을 사용해야 한다. 그러나, 이중 벽 호스 라인을 사용하면, 필요한 환기 라인 길이가 2배가 된다. 이는 각각 필요한 수많은 피팅 연결에도 적용된다. 따라서, 필요한 환기 라인의 길이와 각각 필요한 피팅 연결 수를 줄임으로써, 교차 환기 시스템의 무게와 비용을 크게 줄일 수 있다. 즉, 더 적은 구성 요소, 더 적은 무게, 더 적은 설치 시간, 및 결과적으로 더 적은 비용이 발생한다.
연료 용적 확장을 위해 예비된 공간을 적어도 하나의 메인 탱크 내부에 직접 통합함으로써 추가적인 개선을 달성할 수 있으므로, 추가 확장 탱크가 필요하지 않다. 그럼에도 불구하고, 통합된 공간이 있는 적어도 하나의 메인 탱크를 설계할 때는 연료가 예열될 때 부피가 팽창하고 냉각될 때는 부피가 줄어들기 때문에 주의를 기울여야 한다. 따라서, 적어도 하나의 메인 탱크에 있는 각각의 연료 레벨은 항공기가 비행하지 않을 때에도 하루 종일 달라진다.
통합된 공간은 많은 탱크 부피를 잃지 않고 가능한 메인 탱크 확장을 허용하기 위해, 적어도 하나의 메인 탱크 위의 바닥 패널에서 이용 가능하게 될 수 있다. 바람직하게는 샌드위치 구조로 형성되는 바닥 패널은 통합된 공간의 수용에 특히 적합하다. 따라서, 종래의 확장 탱크를 위한 추가 공간의 필요성이 배제될 수 있다.
그러나, 바람직하게는 연료 용적 확장을 위해 예비된 확장 공간이 어떤 경우에도 존재한다는 것을 유의해야 한다. 이 확장 공간은 추가 확장 탱크의 형태로 제공되거나, 전술한 바와 같이, 적어도 하나의 메인 탱크 내부에 위치한 통합 공간으로 제공될 수 있다. 바람직하게는, 추가 확장 탱크나 통합된 공간은 정상적인 중력 연료 공급 과정에 의해서는 연료로 채워질 수 없다.
제1 예시적인 구현에서, 항공기의 바닥 패널 아래 또는 그 내부를 가로지르는 개선된 교차 환기 시스템과 추가 확장 탱크의 부재의 조합은 모든 제안된 개선의 잠재력을 최대한 활용할 수 있게 한다. 우선, 탱크 시스템 외부의 환기 라인이 감소할 뿐만 아니라 거의 제거될 것이며, 이는 필요한 확장 탱크 용적이 적어도 하나의 메인 탱크 내부에 통합된 경우에만 달성될 수 있다. 이러한 방식으로, 바닥 패널 내부 또는 아래에 환기 라인을 배치함으로써 환기 라인의 기본 길이를 줄일 수 있을 뿐만 아니라 모든 금속 연결부가 있는 일반적으로 이중 벽 탱크인 추가 확장 탱크를 생략할 수 있다. 특히, 각 항공기 캐빈 내부의 누출을 방지하기 위해 환기 라인을 구현하는 데 연료 이중 호스 라인을 사용한다면, 필요한 환기 라인의 절약된 길이가 2배가 되고, 클램프 및/또는 기타 고정 요소가 덜 필요하게 되고, 항공기 루프 영역의 환기 라인을 보호하기 위해 알루미늄 튜브 등이 필요하지 않게 된다. 그러나, 이 제1 예시적인 구현은 관련된 부품, 무게 및 설치 시간을 줄여줄 뿐만 아니라 항공기의 기타 장비 및/또는 시스템 설치를 위한 공간을 사용할 수 있게 한다. 이는 항공기 내부의 전자 제어 장치 수가 지난 몇 년 동안 크게 증가함에 따라 새로운 장치를 설치할 공간이 부족해진다는 점에서 중요한 장점이 된다.
제2 예시적인 구현에서, 교차 환기 시스템의 환기 라인은 항공기의 바닥 패널 아래 또는 바닥에서도 서로 교차하므로 전체 길이가 더 짧은 환기 라인만 필요하다. 그러나 연료 용적 확장을 위해 추가 확장 탱크가 제공된다. 따라서, 필요한 환기 라인의 전체 길이는 줄어들지만, 추가 확장 탱크는, 항공기 내부의 설치 공간과 항공기 내부에 추가 확장 탱크를 설치하고 연결하는 데 필요한 모든 구성 요소가 필요하기 때문에, 환기 시스템 전체가 완전히 최적화되지 않는다.
제3 예시적인 구현에서, 교차 환기 시스템의 환기 라인은 항공기의 바닥 패널 아래 또는 그 내부에서 다시 서로 교차하므로, 전체 길이가 더 짧은 환기 라인 만 필요하다. 그러나 연료 용적 확장을 위해 추가 확장 탱크가 다시 제공된다. 또한, 연료 용적 확장을 위한 이용 가능한 공간을 늘리기 위해 또 다른 확장 탱크 또는 보조 환기 라인이 제공될 수 있다.
일 양태에 따르면, 교차 환기 시스템의 적어도 하나의 교차 환기 라인은 적어도 하나의 메인 탱크의 제1 측면에 제공된 제1 환기 지점으로부터 제2 측면에 배치된 매니폴드 연결부까지 바닥 패널 아래 또는 그 내부에서 배관 연결된다.
바람직하게는, 복수의 환기 라인은, 적어도 하나의 메인 탱크 상의 제2 측면에 제공된 제2 환기 지점으로부터 매니폴드 연결부까지 바닥 패널 아래 또는 그 내부에서 배관 연결되는 적어도 하나의 추가 환기 라인을 포함한다.
바람직하게는, 복수의 환기 라인은 제2 측면에 배치된 매니폴드 연결부로부터 제1 측면에 배치된 관련 배출구까지 바닥 패널 아래 또는 그 내부에서 배관 연결되는 적어도 2개의 배출 환기 라인을 포함한다.
일 양태에 따르면, 탱크 시스템의 적어도 하나의 메인 탱크는 미리 결정된 연료 용적 확장 공간을 포함한다. 미리 결정된 연료 용적 확장 공간은 동체의 바닥 쉘과 교차 환기 시스템의 관련 배출구 사이의 미리 결정된 간격보다 크거나 같은 높이를 가질 수 있다.
일 양태에 따르면, 탱크 시스템은 적어도 하나의 메인 탱크의 중력 급유를 가능하게 하는 중력 연료 포트 탱크 연결부를 포함하고, 여기서 중력 연료 포트 탱크 연결부는 중력 급유 수단에 의해 적어도 하나의 메인 탱크의 전체 충전을 방지하는 방식으로 배치된다.
바람직하게는, 중력 연료 포트 탱크 연결부에는 일 방향 밸브가 제공된다.
일 양태에 따르면, 매니폴드 연결부는 바닥 패널 레벨 위에 배치된다.
일 양태에 따르면, 탱크 시스템은 제2 측면에 배치된 확장 탱크를 포함하고, 적어도 하나의 교차 환기 라인은 적어도 하나의 메인 탱크의 제1 측면에 제공된 제1 환기 지점으로부터 확장 탱크까지 바닥 패널 아래 또는 그 내부에서 배관 연결된다.
바람직하게는, 복수의 환기 라인은, 적어도 하나의 메인 탱크의 제2 측면에 제공된 제2 환기 지점으로부터 확장 탱크까지 바닥 패널 아래 또는 그 내부에서 배관 연결되는 적어도 하나의 추가 환기 라인을 포함한다.
바람직하게는, 적어도 하나의 교차 환기 라인은, 적어도 하나의 추가 환기 라인이 확장 탱크에 연결되는 제2 위치보다 바닥 패널로부터 더 멀리 떨어진 제1 위치에서 확장 탱크에 연결된다.
바람직하게는, 복수의 환기 라인은, 제2 측면에 배치된 확장 탱크로부터 제1 측면에 배치된 관련 배출구까지 바닥 패널 아래 또는 그 내부에서 배관 연결되는 적어도 2개의 배출 환기 라인을 포함한다.
바람직하게는, 탱크 시스템의 확장 탱크는 바닥 패널 높이 위에 배치된다.
바람직하게는, 탱크 시스템은 적어도 하나의 메인 탱크의 중력 급유를 가능하게 하는 중력 연료 포트 탱크 연결부를 포함하고, 중력 연료 포트 탱크 연결부는 바닥 패널 레벨 위와 낮은 확장 탱크 레벨 아래에 배치된다.
일 양태에 따르면, 항공기는 헬리콥터로 구현된다.
본 발명의 바람직한 실시형태는 첨부된 도면을 참조하여 다음의 설명에서 예로서 개략적으로 기술된다. 이들 첨부된 도면에서, 동일하거나 동일하게 기능하는 구성 요소 및 요소는 동일한 참조 번호 및 문자로 표시되고, 결과적으로 다음 설명에서 한 번만 설명된다.
도 1은 제1 실시형태에 따른 연료 저장 시스템을 갖는 항공기의 개략도이다.
도 2는 도 1의 연료 저장 시스템의 개략적인 측면도이다.
도 3은 도 1과 도 2의 연료 저장 시스템의 개략적인 평면도이다.
도 4는 도 1 내지 도 3의 연료 저장 시스템의 개략적인 정면도이다.
도 5는 전복되어 있는 중에 상이한 위치에서 도 4의 연료 저장 시스템의 개략적인 정면도이다.
도 6은 제2 실시형태에 따른 연료 저장 시스템을 구비한 항공기의 개략도이다.
도 7은 도 6의 연료 저장 시스템의 개략적인 측면도이다.
도 8은 도 6 및 도 7의 연료 저장 시스템의 개략적인 평면도이다.
도 9는 도 6 내지 도 8의 연료 저장 시스템의 개략적인 정면도이다.
도 10은 전복되어 있는 중에 상이한 위치에 있는 도 9의 연료 저장 시스템의 개략적인 정면도이다.
도 11은 제3 실시형태에 따른 연료 저장 시스템을 갖는 항공기의 개략도이다.
도 12는 도 11의 연료 저장 시스템의 개략적인 측면도이다.
도 13은 도 11 및 도 12의 연료 저장 시스템의 개략적인 평면도이다.
도 14는 도 11 내지 도 13의 연료 저장 시스템의 개략적인 정면도이다.
도 15는 전복되어 있는 중에 상이한 위치에서 도 14의 연료 저장 시스템의 개략적인 정면도이다.
도 1은 회전익 항공기, 특히 헬리콥터로서 예시적으로 도시된 항공기(1)를 도시한다. 따라서, 단순함과 명료함을 위해, 항공기(1)는 이하 "헬리콥터(1)"로 지칭된다.
헬리콥터(1)는 개략적으로만 도시되었으며, 본 발명을 설명하는데 필요한 헬리콥터(1)의 구성 요소들만이 상세하게 예시되고 설명되어 있다는 것을 주목해야 한다. 당 업자에게 잘 알려진 헬리콥터(1)의 다른 모든 구성 요소는 도면의 단순성 및 명료성 및 설명의 간결성 및 명료함을 위해 생략되었다.
예시적으로, 헬리콥터(1)는 항공기 내부 영역(1a, 1b)을 형성하는 동체(2)를 포함한다. 항공기 내부 영역(1a,1b)은 바람직하게는 적어도 조종석(1a)을 수용하고 승객 및/또는 화물을 위한 캐빈(1b)을 더 수용할 수 있다.
동체(2)에는 예시적으로 하부 쉘(2a) 및 상부 쉘(2b)이 제공된다. 예를 들어, 상부 쉘(2b)은 헬리콥터(1)의 지붕을 형성하고 하부 쉘(2a)은 예시적으로 스키드 형 랜딩 기어로 구현된 랜딩 기어(2c)에 연결된다.
예시적으로, 헬리콥터(1)는 랜딩 기어(2c)가 지면(8)과 접촉하는 파킹 위치에 있는 것으로 도시되어 있다. 예시를 위해, 지면(8)은 약간 기울어져 있다. 즉, 연료 공급 중 헬리콥터(1)의 일반적인 기수 자세를 설명하기 위해 평평한 수평 기준 평면(9)에 대해 미리 규정된 각도(8a)로 배치된다.
일 양태에 따르면, 동체(2)는 연료 저장 시스템(3) 및 바닥 패널(4)을 수용한다. 바닥 패널(4)은 예시적으로 바닥 패널 레벨(4a)을 형성한다.
연료 저장 시스템(3)은 바람직하게는 적어도 탱크 시스템(5) 및 환기 시스템(7)을 포함한다. 환기 시스템(7)은 우선적으로 교차 환기 시스템으로 구현된다.
바람직하게는, 탱크 시스템(5)은 바닥 패널(4) 아래에 배치된 적어도 하나의 메인 탱크(5a)를 갖는다. 탱크 시스템(5)은 하나 이상의 연관된 탱크 연결부(5d)를 통해 적어도 하나의 메인 탱크(5a)에 연결된 공급 탱크(5b)를 더 포함할 수 있다. 공급 탱크(5b) 및 탱크 연결부(5d)는 또한 바닥 패널(4) 아래에 배치될 수 있다. 그러나 바닥 패널(4)은 도면의 단순성과 명료성을 위해 탱크 시스템(5)의 영역에만 도시되어 있음을 주목해야 한다.
일 예로서, 적어도 하나의 메인 탱크(5a)는 탱크 시스템(5)의 전방(12a)에 배치되고, 이는 예시적으로 캐빈(1a) 근처에 있고, 공급 탱크(5b)는 탱크 시스템(5)의 후방(12b)에 배치된다. 전방(12a) 및 후방(12b)은 헬리콥터(1)의 전방 비행 방향에 대해 규정된다.
탱크 시스템(5)의 연료 공급은 연관된 중력 연료 포트 탱크 연결부(6)를 통해 수행될 수 있다. 제1 예시적인 실현에서, 중력 연료 포트 탱크 연결부(6)는 바람직하게는 탱크 시스템(5)의 연료 공급이 적어도 하나의 메인 탱크(5a)의 미리 결정된 최대 중력 연료 공급 레벨(6a)까지만 수행될 수 있도록 구성된다. 적어도 하나의 메인 탱크(5a)의 높이에 의해 예시적으로 결정되는, 적어도 하나의 메인 탱크(5a)의 최대 연료 레벨 아래에 소정의 최대 중력 연료 공급 레벨(6a)을 위치시킴으로써, 적어도 하나의 메인 탱크(5a)에 소정의 연료 용적 확장 공간(5c)을 제공할 수 있게 한다.
탱크 시스템(5), 특히 적어도 하나의 메인 탱크(5a)는 바람직하게는 교차 환기 시스템(7)에 의해 환기된다. 이를 위해, 교차 환기 시스템(7)은 적절한 호스 라인에 의해 구현될 수 있는 복수의 환기 라인(11)을 포함한다. 복수의 환기 라인(11)은 관련 환기 지점(14)에서 적어도 하나의 메인 탱크(5a)에 연결되고, 예시적으로 공급 탱크(5b)에도 연결된다. 복수의 환기 라인(11)은 바람직하게는 적절한 매니폴드 연결부(10)를 통해 상호 연결되고 매니폴드 연결부(10)를 통해 관련된 환기 라인 배출구(13)에 연결된다.
매니폴드 연결부(10)는 우선적으로 바닥 패널 레벨(4a) 위에 배치된다. 따라서, 환기 지점(14)은 지형 불규칙성으로 인한 헬리콥터(1)의 롤 및/또는 피치 각도 편차와 무관하게 항상 환기될 것이다.
도 2는 도 1의 연료 저장 시스템(3) 및 바닥 패널(4)을 도시한다. 연료 저장 시스템(3)은 적어도 도 1의 탱크 시스템(5) 및 환기 시스템(7)을 포함한다. 전술한 바와 같이, 탱크 시스템(5)은 적어도 하나의 메인 탱크(5a) 및 공급 탱크(5b)를 포함하고, 환기 시스템(7)은 우선적으로 복수의 환기 라인(11), 매니폴드 연결부(10) 및 환기 라인 배출구(13)를 갖는 교차 환기 시스템으로 구현된다. 적어도 하나의 메인 탱크(5a) 및 보다 일반적으로 탱크 시스템(5)은 바닥 패널(4) 아래에 배치된다.
바람직하게는, 환기 라인(11)은 적어도 본질적으로 바닥 패널(4) 아래, 즉 바닥 패널 레벨(4a) 아래에 배치 및/또는 배관 연결된다. 바닥 패널(4)은 우선적으로 샌드위치 구조로 형성된다. 따라서, 바닥 패널(4)은 바닥 패널(4) 내에서 환기 라인(11)의 배관 연결을 가능하게 하도록 구현될 수 있다.
도 3은 도 1 및 도 2의 탱크 시스템(5) 및 환기 시스템(7)을 갖는 연료 저장 시스템(3)을 도시한다. 전술한 바와 같이, 탱크 시스템(5)은 적어도 하나의 메인 탱크(5a) 및 공급 탱크(5b)를 포함하고, 환기 시스템(7)은 우선적으로 복수의 환기 라인(11), 매니폴드 연결부(10) 및 환기 라인 배출구(13)를 갖는 교차 환기 시스템으로 구현된다. 일 예로서, 복수의 환기 라인(11)은 메인 탱크(5a)와 공급 탱크(5b)를 연결하는 환기 라인(11f, 11g)을 포함한다.
또한, 도 1 및 도 2의 중력 연료 포트 탱크 연결부(6)가 도시된다. 일 양태에 따르면, 중력 연료 포트 탱크 연결부(6)는 연관된 중력 연료 포트(6b)를 포함한다.
상술한 바와 같이, 중력 연료 포트 탱크 연결부(6)가 메인 탱크(5a)의 중력 연료 공급을 가능하게 하기 위해 제공되고, 중력 연료 공급 수단에 의해 메인 탱크(5a)의 전체 충전을 방지하는 방식으로 배치된다. 따라서, 중력 연료 포트 탱크 연결부(6)는 바람직하게는, 이를테면 메인 탱크(5a)의 전방(12a)에 위치하며, 도시된 바와 같이 우선적으로 적어도 전방(12a)의 거의 중앙에 위치할 수 있는 적당한 일 방향 밸브를 포함한다.
보다 구체적으로, 도 1에서 전술한 바와 같이, 헬리콥터(1)는 일반적으로 연료를 공급하는 동안 기수 상승 자세를 갖는다. 따라서, 탱크 시스템(5)에 도입된 연료는 중력에 의해 후방(12b), 즉 공급 탱크(5b)로부터 전방(12a), 즉 메인 탱크(5a)로 흐르게 함으로써 탱크 시스템(5)을 채울 것이다. 따라서, 연료 공급 중, 탱크 시스템(5)의 최고 지점은 전방(12a) 및 메인 탱크(5a)의 상부에 있을 것이다.
그러나, 도 1에서 전술한 바와 같이, 그리고 도 4에 추가로 예시된 바와 같이, 일 방향 밸브는 메인 탱크(5a)에 도 1 및 도 2의 연료 용적 확장 공간(5c)을 제공할 수 있도록 위치되어야 한다. 즉, 최소한의 연료 확장 용적이 보장될 수 있고 또한 도 1의 헬리콥터(1)의 피치 각도 방향과 관련된 일부 지형 불규칙성이 보상될 수 있도록, 일 방향 밸브의 각 높이 설치가 수행되어야 한다. 일 방향 밸브가 메인 탱크(5a)의 중앙에 위치할 때, 지형 불규칙성으로 인한 롤 각도 경향에 의해 발생하는 큰 편차가 더 이상 없을 것이다.
도 1 및 도 2와는 대조적으로, 연료 저장 시스템(3)은 상부에서, 즉 위에서 본 것으로, 탱크 시스템(5)의 제1 측면(12c) 및 반대편의 제2 측면(12d)이 도시된다. 따라서, 탱크 시스템(5)은 전방(12a) 및 후방(12b)에 추가하여 분류된다. 도 1의 헬리콥터(1)의 전방 비행 방향과 관련하여, 제1 측면(12c)은 예시적으로 헬리콥터(1)의 좌측에 해당하고 제2 측면(12d)은 헬리콥터(1)의 우측에 해당한다.
일 양태에 따르면, 복수의 환기 라인(11)은 탱크 시스템(5)의 좌측 면(12c)으로부터 탱크 시스템(5)의 우측 면(12d)으로 배관 연결되는 적어도 하나의 교차 환기 라인(11a)을 포함한다. 예시적으로, 교차 환기 라인(11a)은, 메인 탱크(5a)에 제공된 도 1 및 도 2의 환기 지점(14)의 환기 지점(14a)으로부터 탱크 시스템(5)의 우측 면(12d)에 또는 그에 인접하게 배치된 매니폴드 연결부(10)로 배관 연결된다. 환기 지점(14a)은 바람직하게는 좌측 면(12c)에 또는 그에 인접하여, 그리고 우선적으로 전방(12a)에 또는 그 가까이에 위치된다.
또한, 바람직하게는 환기 라인(11)의 적어도 하나의 다른 환기 라인(11b)은 탱크 시스템(5)의 우측 면(12d)을 따라 매니폴드 연결부(10)로 배관 연결된다. 예시적으로, 환기 라인(11b)은 메인 탱크(5a)에 제공된 환기 지점(14)의 환기 지점(14b)으로부터 매니폴드 연결부(10)로 배관 연결된다. 환기 지점(14b)은 바람직하게는 우측 면(12d)에 또는 그 가까이에, 그리고 우선적으로 전방(12a)에 또는 그 가까이에 위치한다.
더욱이, 환기 라인(11)의 적어도 하나의 다른 환기 라인(11c)은 탱크 시스템(5)의 우측 면(12d)을 따라 매니폴드 연결부(10)로 배관 연결될 수 있다. 환기 라인(11c)은 공급 탱크(5b)에 제공된 환기 지점(14)의 환기 지점(14c)으로부터 매니폴드 연결부(10)로 배관 연결될 수 있다. 환기 지점(14c)은 바람직하게는 우측 면(12d)에 또는 그 가까이에, 그리고 우선적으로 후방(12b)에 또는 그 가까이에 위치한다.
바람직하게는, 적어도 하나 및 예시적으로 2개 이상의 교차 환기 라인(11d, 11e)이 탱크 시스템(5)의 우측 면(12d)으로부터 탱크 시스템(5)의 좌측 면(12c)으로 배관 연결된다. 일 양태에 따라서, 교차 환기 라인(11d, 11e)은 매니폴드 연결부(10)를 환기 라인 배출구(13)에 연결한다.
2개의 환기 라인 배출구(13)의 제공은 인증 이유로 의무적이라는 점에 유의해야 한다. 따라서, 2개의 교차 환기 라인(11d, 11e)이 더 제공된다.
도 4는 탱크 시스템(5) 및 도 1 내지 도 3의 환기 시스템(7)을 갖는 연료 저장 시스템(3) 및 도 1 및 도 2의 바닥 패널 레벨(4a)을 규정하는 바닥 패널(4)을 도시한다. 전술한 바와 같이, 탱크 시스템(5)은 메인 탱크(5a)를 포함하고, 환기 시스템(7)은 우선적으로 복수의 환기 라인(11), 매니폴드 연결부(10) 및 환기 라인 배출구(13)를 갖는 교차 환기 시스템으로서 구현된다.
도 4는 탱크 시스템(5)의 좌측 면(12c)으로부터 탱크 시스템의 우측 면(12d)으로 바닥 패널(4) 아래 또는 그 내부에 있는 도 3의 적어도 하나의 교차 환기 라인(11a)의 배관 연결, 뿐만 아니라 탱크 시스템(5)의 우측 면(12d)으로부터 탱크 시스템(5)의 좌측 면(12c)까지 바닥 패널(4) 아래 또는 그 내부에서 도 3의 교차 환기 라인(11d, 11e)의 배관 연결을 추가로 예시한다. 더욱이, 교차하는 환기 라인(11a) 및 도 3의 환기 라인(11b)을 매니폴드 연결부(10)로 배관 연결하는 것이 추가로 예시된다.
마찬가지로, 탱크 시스템(5)의 전방(도 3의 12a) 및 탱크 시스템(5)의 좌측 면(12c)과 우측 면(12d) 사이의 적어도 중앙에 있는 도 3의 중력 연료 포트 탱크 연결부(6)의 일 방향 밸브의 위치가 추가로 도시된다. 전술한 바와 같이, 일 방향 밸브는 도 1 및 도 2의 연료 용적 확장 공간(5c)을 제공할 수 있도록 배치된다. 예시적으로, 이 연료 용적 확장 공간(5c)은 탱크 시스템(5)에 저장될 수 있는 총 연료 용적의 적어도 2%의 확장 연료 용적을 바람직하게 저장할 수 있는 높이(18)를 갖는다.
종래의 메인 탱크와 비교하여, 탱크 시스템(5)의 메인 탱크(5a)는 더 큰 치수로 제공될 수 있음을 유의해야 한다. 보다 구체적으로, 바닥 패널(4)의 각 두께가 국소적으로 감소될 때, 탱크 용적을 크게 잃지 않고, 종래의 메인 탱크의 가능한 탱크 성장이 가능하다. 관할 당국은 헬리콥터의 총 연료 용적의 2%의 최소 확장 연료 용적을 요청한다. 예를 들어 800 리터의 총 연료 용적을 고려하면, 16 리터의 확장 용적이 확장 연료 용적으로서 필요하다. 결과적으로, 1.6m x 1.0m 메인 탱크의 경우, 피치 각도 편차를 고려하지 않고 확장 연료 용적에 대해 10 mm의 탱크 높이만 필요하다. 따라서, 일반적으로 비교적 큰 메인 탱크 표면은 작은 높이로 큰 확장 연료 용적을 가질 수 있다.
도 5는 바닥 패널 레벨(4a)을 규정하는 도 1의 바닥 패널(4)뿐만 아니라 도 4의 탱크 시스템(5) 및 환기 시스템(7)을 갖는 연료 저장 시스템(3)을 나타낸다. 전술한 바와 같이, 탱크 시스템(5)은 연료 용적 확장 공간(5c)을 갖는 메인 탱크(5a)를 포함하고, 환기 시스템(7)은 우선적으로 복수의 환기 라인(11), 매니폴드 연결부(10) 및 환기 라인 배출구를 갖는 교차 환기 시스템으로 구현된다. 또한, 도 1의 헬리콥터(1)의 동체(2)의 하부 쉘(2a) 및 상부 쉘(2b)은 전복되어 있는 동안, 헬리콥터(1)의 4개의 상이한 예시된 위치에서 동체(2)에 대한 연료 저장 시스템(3)의 공간적 배열의 예시를 가능하게 하기 위해 도시된다. 4개의 다른 위치는(A) 내지(D)로 분류된다.
위치(A)는 상부 쉘(2b)이 상부에 있고 하부 쉘(2a)이 하부에 있는 동체(2)의 정상적인 헤드 업 위치에 해당한다. 이 정상적인 헤드 업 위치에서, 연료(15)는 메인 탱크(5a)에 있고, 환기 시스템(7)에는 연료가 없다. 보다 구체적으로, 연료(15)는 예시적으로 연료 용적 확장 공간(5c) 및 결과적으로 환기 라인 배출구(13)에 연료가 없도록 메인 탱크(5a)를 연료 레벨(15a)까지 채우고, 그 결과 연료 누출을 방지할 수 있다.
일 양태에 따르면, 소정의 간격(19)이 동체(2)의 하부 쉘(2a)과 환기 라인 배출구(13) 사이의 환기 시스템(7)에 형성된다. 소정의 간격(19)은 바람직하게는 연료 용적 확장 공간(5c)의 도 4의 높이(18)와 같거나 더 작다.
위치(B)는 동체(2)의 제1 경사 위치에 해당하며, 여기서 동체(2)는 위치(A)에 따라 정상 헤드 업 위치로부터 좌측으로 90°기울어진 상태가 예시되어 있다. 따라서, 탱크 시스템(5)은 예시적으로 좌측 면(12c)에 놓여있다.
이러한 제1 경사 위치에서, 연료(15)는 도시된 바와 같이, 연통하는 용기 원리에 따라 메인 탱크(5a)와 환기 시스템(7) 사이에 평형이 확립될 때까지, 메인 탱크(5a)로부터 환기 시스템(7)으로 흐른다. 이 평형 상태에서, 메인 탱크(5a)의 최고 지점이 매니폴드 연결부(10)보다 낮기 때문에 매니폴드 연결부(10)에는 연료가 없다. 따라서, 환기 라인 배출구(13)는 마찬가지로 연료가 없어서 연료 누출이 방지될 수 있다.
위치(C)는 하부 쉘(2a)이 상부에 있고 상부 쉘(2b)이 아래에 있는 동체(2)가 뒤집힌 위치에 해당한다. 따라서, 탱크 시스템(5)은 역전되어 있고, 예시적으로 그 상부에 놓여 있다.
이와 같이 상하 뒤집힌 위치에서, 연료(15)는, 연통하는 용기 원리에 따라 메인 탱크(5a)와 환기 시스템(7) 사이에 평형이 형성될 때까지, 메인 탱크(5a)로부터 환기 시스템(7)으로 흐른다. 도시된 바와 같이, 환기 시스템(7)은 환기 라인 배출구(13)의 높이까지 연료로 채워질 때 평형에 도달한다. 그러나, 환기 라인 배출구(13)는, 연료 누출이 방지될 수 있도록, 연료 용적 확장 공간(5c)의 치수화의 결과로, 바람직하게는 연료가 없는 상태로 유지된다.
위치(D)는 동체(2)의 제2 경사 위치에 해당하며, 여기서 동체(2)는 위치(A)에 따라 정상 헤드 업 위치에서 우측으로 90° 기울어진 상태가 예시된다. 따라서, 탱크 시스템(5)은 예시적으로 우측 면(12d)에 놓여 있다.
이와 같이, 제2 경사 위치에서, 연료(15)는 또한, 도시된 바와 같이, 연통하는 용기 원리에 따라 메인 탱크(5a)와 환기 시스템(7) 사이에 평형이 확립 될 때까지, 메인 탱크(5a)로부터 환기 시스템(7)으로 흐른다. 이러한 평형 상태에서, 메인 탱크(5a)의 최고 지점이 환기 라인 배출구(13)보다 낮기 때문에, 환기 라인 배출구(13)는 연료가 없는 상태로 유지되어 연료 누출을 방지할 수 있다.
도 6은 하부 쉘(2a) 및 상부 쉘(2b)을 갖는 동체(2), 바닥 패널 레벨(4a)을 형성하는 바닥 패널(4), 및 탱크 시스템(5) 및 환기 시스템(7)을 구비한 연료 저장 시스템(3)가 있는 동체(2)를 갖는 도 1의 헬리콥터(1)를 도시한다. 탱크 시스템(5)은 적어도 하나의 메인 탱크(5a) 및 공급 탱크(5b)를 포함하고, 환기 시스템(7)은 우선적으로 복수의 환기 라인(11) 및 환기 라인 배출구(13)를 갖는 교차 환기 시스템으로서 구현된다.
그러나, 도 1과 대조적으로, 탱크 시스템(5)은, 대안적인 구현에 따라 메인 탱크(5a)에 제공된 연료 용적 확장 공간(5c) 대신에 확장 탱크(17)를 더 포함한다. 예시적으로, 확장 탱크(17)는, 바닥 패널 레벨(4a) 위에 배치되고, 환기 시스템(7)의 도 1의 매니폴드 연결부(10)의 기능을 대신하고 이를 대체한다. 따라서, 헬리콥터(1)의 전복 후 누출을 방지하는 특성을 잃지 않고, 최적의 환기 라인(11)의 길이를 얻기 위해 복수의 환기 라인(11) 각각은 이제 확장 탱크(17)에 연결된다.
도 7은 도 6의 연료 저장 시스템(3) 및 바닥 패널(4)을 도시하며, 도 2를 참조하여 더 상세히 설명된다. 연료 저장 시스템(3)은 적어도 도 1의 탱크 시스템(5) 및 환기 시스템(7)을 포함한다. 탱크 시스템(5)은 적어도 하나의 메인 탱크(5a), 공급 탱크(5b) 및 확장 탱크(17)를 포함하고, 환기 시스템(7)은 우선적으로 복수의 환기 라인(11)과 환기 라인 배출구(13)가 있는 교차 환기 시스템으로 구현된다. 적어도 하나의 메인 탱크(5a) 및 보다 일반적으로 탱크 시스템(5)은 바닥 패널(4) 아래에 배치된다.
바람직하게는, 환기 라인(11)은 적어도 본질적으로 바닥 패널(4) 아래 또는 내부, 즉 바닥 패널 레벨(4a) 아래에 배치 및/또는 배관 연결된다. 바닥 패널(4)은 우선적으로 샌드위치 구조로 형성된다. 따라서, 바닥 패널(4)은 바닥 패널(4)에서 환기 라인(11)의 배관 연결을 가능하게 하도록 구현될 수 있다.
도 8은 도 6 및 도 7의 탱크 시스템(5) 및 환기 시스템(7)을 갖는 연료 저장 시스템(3)을 도시하며, 도 3을 참조하여 더 상세히 설명된다. 탱크 시스템(5)은 적어도 하나의 메인 탱크(5a), 공급 탱크(5b), 및 확장 탱크(17)를 포함하고, 환기 시스템(7)은 우선적으로 복수의 환기 라인(11)과 환기 라인 배출구(13)가 있는 교차 환기 시스템으로 구현된다.
복수의 환기 라인(11)은 탱크 시스템(5)의 좌측 면(12c)으로부터 탱크 시스템(5)의 우측 면(12d)으로 배관 연결되는 적어도 하나의 교차 환기 라인(11a)을 포함한다. 보다 구체적으로, 교차 환기 라인(11a)은 환기 지점(14)의 환기 지점(14a)으로부터 확장 탱크(17)로 배관 연결되며, 이는 예시적으로 탱크 시스템(5)의 우측 면(12d)에 또는 그에 가깝게 배치된다. 환기 지점(14a)은 바람직하게는 좌측 면(12c)에 또는 그 가까이에, 그리고 우선적으로 전방(12a)에 또는 그 가까이에 위치된다.
환기 라인(11)의 적어도 하나의 다른 환기 라인(11b)은 탱크 시스템(5)의 우측 면(12d)을 따라 확장 탱크(17)로 배관 연결된다. 보다 구체적으로, 환기 라인(11b)은 메인 탱크(5a)에 제공된 환기 지점(14)의 환기 지점(14b)로부터 확장 탱크(17)로 배관 연결된다. 환기 지점(14b)은 바람직하게는 우측 면(12d)에 또는 그 가까이에, 그리고 우선적으로는 전방(12a)에 또는 그 가까이에 위치한다.
더욱이, 환기 라인(11) 중 적어도 하나의 다른 환기 라인(11c)은 탱크 시스템(5)의 우측 면(12d)을 따라 확장 탱크(17)로 배관 연결될 수 있다. 환기 라인(11c)은 공급 탱크(5b)에 제공된 환기 지점(14)의 환기 지점(14c)으로부터 확장 탱크(17)로 배관 연결될 수 있다. 환기 지점(14c)은 바람직하게는 우측 면(12d)에 또는 그 가까이에, 그리고 우선적으로 후방(12b)에 또는 그 가까이에 위치한다.
바람직하게는, 적어도 하나 및 예시적으로 추가 2개의 교차 환기 라인(11d, 11e)은 탱크 시스템(5)의 우측 면(12d)으로부터 탱크 시스템(5)의 좌측 면(12c)으로 배관 연결된다. 일 양태에 따르면, 교차하는 환기 라인(11d, 11e)은 확장 탱크(17)에 제공된 환기 지점(14) 중 관련 환기 지점(14d, 14e)을 환기 라인 배출구(13)에 연결한다.
또한, 중력 연료 포트(6b)를 갖는 중력 연료 포트 탱크 연결부(6)가 도시된다. 그러나, 도 3과 달리, 중력 연료 포트 탱크 연결부(6)는 중력 연료 포트(6b)를 메인 탱크(5a)의 좌측 면(12c)에 연결한다. 보다 구체적으로, 중력 연료 포트 탱크 연결부(6)는 바람직하게는 예를 들어 도시된 바와 같이 탱크 시스템(5)의 좌측 면(12c)의 적어도 대략 중앙에 위치 할 수 있는 적절한 일 방향 밸브를 포함한다.
도 9는, 도 6 내지 도 8의 탱크 시스템(5) 및 환기 시스템(7)을 갖는 연료 저장 시스템(3)뿐만 아니라 도 6 및 도 7의 바닥 패널 레벨(4a)을 규정하고 도 4를 참조하여 더 자세히 설명되는 바닥 패널(4)을 도시한다. 탱크 시스템(5)은 메인 탱크(5a)와 확장 탱크(17)를 포함하고, 환기 시스템(7)은 우선적으로 복수의 환기 라인(11)과 환기 라인 배출구(13)를 갖는 교차 환기 시스템으로 구현된다.
도 9는 탱크 시스템(5)의 좌측 면(12c)으로부터 탱크 시스템(5)의 우측 면(12d)까지 바닥 패널(4) 아래 또는 그 내부에서 도 8의 적어도 하나의 교차 환기 라인(11a)의 배관 연결뿐만 아니라, 탱크 시스템(5)의 우측 면(12d)으로부터 탱크 시스템(5)의 좌측 면(12c)까지 바닥 패널(4) 아래 또는 그 내부에서 도 8의 교차 환기 라인(11d, 11e)의 배관 연결을 추가로 예시한다.
더욱이, 도 8의 교차 환기 라인(11a) 및 환기 라인(11b)을 확장 탱크(17)의 관련 연결 위치(17a, 17b)로 배관 연결하는 것이 도시되어 있다. 바람직하게는, 연결 위치(17a)는 연결 위치(17b) 위에 있다. 즉, 연결 위치(17a)는 연결 위치(17b)보다 바닥 패널(4)에서 더 멀리 떨어져 있어서, 두 환기 측면은 지형 불규칙성으로 인한 어떠한 롤 각도와도 무관하게 항상 환기될 것이다.
더욱이, 도 4와 대조적으로, 중력 연료 포트 탱크 연결부(6)의 중력 연료 포트(6b)는, 도시된 바와 같이 최대 중력 연료 공급 레벨(6a)이 확장 탱크(17)의 하부에 의해 규정된 하부 확장 탱크 레벨(17c)에 최대로 위치하도록 적어도 배치된다. 바람직하게는, 중력 연료 포트 탱크 연결부(6)는 바닥 패널 레벨(4a) 위에 그리고 하부 확장 탱크 레벨(17c) 아래에 배치된다. 따라서, 메인 탱크(5a)의 중력 급유 시 확장 탱크(17)의 충전을 방지함과 동시에, 메인 탱크(5a)를 완전히 충전할 수 있게 된다.
도 10은 바닥 패널 레벨(4a)을 규정하는 도 6의 바닥 패널(4)뿐만 아니라 도 9의 탱크 시스템(5) 및 환기 시스템(7)을 갖는 연료 저장 시스템(3)을 도시한다. 탱크 시스템(5)은 메인 탱크(5a)와 확장 탱크(17)를 포함하고, 환기 시스템(7)은 우선적으로 복수의 환기 라인(11)과 환기 라인 배출구(13)를 갖는 교차 환기 시스템으로 구현된다. 또한, 도 6의 헬리콥터(1) 동체(2)의 하부 쉘(2a) 및 상부 쉘(2b)은, 전복되어 있는 상태에서 헬리콥터(1)의 4개의 다른 예시된 위치에서 동체(2)에 대한 연료 저장 시스템(3)의 공간적 배열의 예시를 가능하게 하기 위해 도시된다. 4개의 다른 위치는(A) 내지(D)로 분류되며, 도 5를 참조하여 더 자세히 설명된다.
위치(A)는 상부 쉘(2b)이 상부에 있고, 하부 쉘(2a)이 하부에 있는 동체(2)의 정상 헤드 업 위치에 해당한다. 이러한 정상적인 헤드 업 위치에서, 연료(15)는 메인 탱크(5a)에 있고, 환기 시스템(7) 또는 확장 탱크(17)에는 연료가 없다. 보다 구체적으로, 연료(15)는 예시적으로 연료 레벨(15a)까지 메인 탱크(5a)를 채우고, 이는 예로서 메인 탱크(5a)의 최대 가능한 충전에 해당한다. 그러나, 환기 라인(11) 및 확장 탱크(17)에는 연료가 없고, 결과적으로 환기 라인 배출구(13)에는 연료가 없어 연료 누출을 방지할 수 있다.
위치(B)는 동체(2)의 제1 경사 위치에 해당하며, 여기서 동체(2)는 위치(A)에 따른 정상 헤드 업 위치로부터 좌측으로 90°기울어진 상태가 예시된다. 따라서, 탱크 시스템(5)은 예시적으로 좌측 면(12c)에 놓여 있다.
이러한 제1 경사 위치에서, 연료(15)는, 도시된 바와 같이, 연통하는 용기 원리에 따라 메인 탱크(5a)와 환기 시스템(7) 사이에 평형이 형성될 때까지, 메인 탱크(5a)로부터 환기 시스템(7)으로 흐른다. 이 평형 상태에서, 메인 탱크(5a)의 최고 지점이 확장 탱크(17)보다 낮기 때문에, 확장 탱크(17)에는 연료가 없다. 따라서, 환기 라인 배출구(13)는 마찬가지로 연료가 없어서 연료 누출을 방지할 수 있다.
위치(C)는 동체(2)의 뒤집힌 위치에 해당하며, 하부 쉘(2a)이 상부에 있고, 상부 쉘(2b)이 아래에 있다. 따라서, 탱크 시스템(5)은 역전되어 있고 예시적으로 그 상부에 놓여 있다.
이와 같이 상하 뒤집힌 위치에서, 연료(15)는, 연통하는 용기 원리에 따라 메인 탱크(5a), 확장 탱크(17) 및 환기 시스템(7) 사이에 평형이 형성될 때까지, 메인 탱크(5a)로부터 환기 시스템(7) 및 확장 탱크(17)로 흐른다. 도시된 바와 같이, 확장 탱크(17)가 연료로 완전히 채워지고 환기 시스템(7)이 환기 라인 배출구(13)의 높이까지 연료로 채워질 때 평형에 도달한다. 그러나, 역방향 메인 탱크(5a)의 최대 연료 레벨(16)이 바람직하게는 확장 탱크(17)의 치수로 인해 환기 라인 배출구(13)보다 낮거나 최대로 동일한 높이에 있기 때문에 환기 라인 배출구(13)는 바람직하게는 연료가 없는 상태로 유지되어 연료 누출을 방지할 수 있다.
위치(D)는 동체(2)의 제2 경사 위치에 해당하며, 여기서 동체(2)는 위치(A)에 따른 정상 헤드 업 위치로부터 우측으로 90°기울어진 위치를 예시한다. 따라서, 탱크 시스템(5)은 예시적으로 우측 면(12d)에 놓여 있다.
이 제2 경사 위치에서, 연료(15)는 또한, 도시된 바와 같이, 연통하는 용기 원리에 따라 메인 탱크(5a), 확장 탱크(17) 및 환기 시스템(7) 사이에 평형이 형성될 때까지 메인 탱크(5a)로부터 환기 시스템(7) 및 확장 탱크(17)로 흐른다. 이러한 평형 상태에서, 메인 탱크(5a)의 최고 지점이 환기 라인 배출구(13)보다 낮기 때문에, 환기 라인 배출구(13)는 연료가 없는 상태로 유지되어 연료 누출을 방지할 수 있다.
도 11은 하부 쉘(2a)과 상부 쉘(2b)을 갖는 동체(2), 바닥 패널 레벨(4a)을 형성하는 바닥 패널(4), 및 탱크 시스템(5) 및 환기 시스템(7)이 있는 연료 저장 시스템(3)을 구비한 도 6의 헬리콥터(1)를 도시한다. 탱크 시스템(5)은 적어도 하나의 메인 탱크(5a), 공급 탱크(5b) 및 확장 탱크(17)를 포함하고, 환기 시스템(7)은 우선적으로 복수의 환기 라인(11) 및 환기 라인 배출구(13)를 갖는 교차 환기 시스템으로서 구현된다.
그러나, 도 6과는 대조적으로, 복수의 환기 라인(11) 중 적어도 하나는 확장 탱크(17)에 연결되지 않은 추가 환기 호스 라인(20)에 의해 바람직하게 연장되는 추가 대안적 구현에 따른다. 보다 구체적으로, 2개의 환기 라인(도 8의 11d, 11e)을 통해 도 6에 따른 확장 탱크(17)를 환기 라인 배출구(13)에 연결하는 대신, 바람직하게는 복수의 환기 라인(11)의 단일 환기 라인(도 13의 11e)만이 환기 라인 배출구(13)의 환기 라인 배출구(13a)에 연결되고, 동시에 추가 환기 호스 라인(20)은 바람직하게는 환기 라인 배출구(13)의 환기 라인 배출구(13b)에 직접 연결된다.
일 양태에 따르면, 추가 환기 호스 라인(20)은 확장 탱크로서 기능한다. 따라서, 확장 탱크(17)의 전체 치수는 유리하게 감소될 수 있고, 각각의 연료 확장 용적은 확장 탱크(17) 및 추가 환기 호스 라인(20) 사이에서 분할될 수 있다. 더욱이, 대안적인 구현에서, 추가 환기 호스 라인(20)은 추가적인 확장 탱크로 대체될 수 있다.
도 12는 도 11의 연료 저장 시스템(3) 및 바닥 패널(4)을 도시하며, 도 7을 참조하여 더 상세히 설명된다. 연료 저장 시스템(3)은 적어도 도 6의 탱크 시스템(5) 및 환기 시스템(7)을 포함한다. 탱크 시스템(5)은 적어도 하나의 메인 탱크(5a), 공급 탱크(5b), 및 확장 탱크(17)를 포함하고, 환기 시스템(7)은 우선적으로 추가 환기 호스 라인(20)과 환기 라인 배출구(13)를 포함하는 복수의 환기 라인(11)을 갖는 교차 환기 시스템으로서 구현된다. 적어도 하나의 메인 탱크(5a), 보다 일반적으로 탱크 시스템(5)은 바닥 패널(4) 아래에 배치된다.
바람직하게는, 환기 라인(11)은, 추가 환기 호스 라인(20)을 제외하고, 적어도 본질적으로 바닥 패널(4) 아래 또는 그 내부, 즉 바닥 패널 레벨(4a) 아래에 배치 및/또는 배관 연결된다. 추가 환기 호스 라인(20)은 확장 탱크(17)의 가장 높은 지점 위에 있는 최고 지점을 가질 수 있다.
바닥 패널(4)은 우선적으로 샌드위치 구조로 형성된다. 따라서, 바닥 패널(4)은 바닥 패널(4)에서 환기 라인(11)의 배관 연결을 가능하게 하도록 구현될 수 있다.
도 13은 도 11 및 도 12의 탱크 시스템(5) 및 환기 시스템(7)을 갖는 연료 저장 시스템(3)을 도시하고 있으며, 도 8을 참조하여 더 상세히 설명된다. 탱크 시스템(5)은 적어도 하나의 메인 탱크(5a), 공급 탱크(5b), 및 확장 탱크(17)를 포함하고, 환기 시스템(7)은 우선적으로 추가 환기 호스 라인(20)과 환기 라인 배출구(13)를 포함하는 복수의 환기 라인(11)을 갖는 교차 환기 시스템으로서 구현된다.
복수의 환기 라인(11)은 탱크 시스템(5)의 좌측 면(12c)으로부터 탱크 시스템(5)의 우측 면(12d)으로 배관 연결되는 적어도 하나의 교차 환기 라인(11a)을 포함한다. 보다 구체적으로, 교차 환기 라인(11a)은 환기 지점(14)의 환기 지점(14a)로부터 환기 라인 배출구(13)의 환기 라인 배출구(13b)로 배관 연결되며, 이는 예시적으로 탱크 시스템(5)의 우측 면(12d)에 또는 그 가까이 배치된다. 환기 지점(14a)은 바람직하게는 좌측 면(12c)에 또는 그 가까이에, 그리고 우선적으로 전방(12a)에 또는 그 가까이에 위치된다.
그러나, 도 8과는 대조적으로, 교차 환기 라인(11a)은 바람직하게는 추가 환기 호스 라인(20)을 통해 연장된다. 일 예로서, 추가 환기 호스 라인(20)은 탱크 시스템(5)의 좌측 면(12c)에 위치한다.
환기 라인(11) 중 적어도 하나의 다른 환기 라인(11b)은 탱크 시스템(5)의 우측 면(12d)을 따라 확장 탱크(17)로 배관 연결된다. 보다 구체적으로, 환기 라인(11b)은 메인 탱크(5a)에 제공된 환기 지점(14)의 환기 지점(14b)으로부터 확장 탱크(17)로 배관 연결된다. 환기 지점(14b)은 바람직하게는 우측 면(12d)에 또는 그 가까이에, 그리고 우선적으로 전방(12a)에 또는 그 가까이에 위치한다.
또한, 환기 라인(11)의 적어도 하나의 다른 환기 라인(11c)은 탱크 시스템(5)의 우측 면(12d)을 따라 확장 탱크(17)로 배관 연결될 수 있다. 환기 라인(11c)은 공급 탱크(5b)에 제공된 환기 지점(14)의 환기 지점(14c)으로부터 확장 탱크(17)로 배관 연결될 수 있다. 환기 지점(14c)은 바람직하게는 우측 면(12d)에 또는 그 가까이에, 그리고 우선적으로 후방(12b)에 또는 그 가까이에 위치한다.
바람직하게는, 적어도 하나 이상의 교차 환기 라인(11e)은 탱크 시스템(5)의 우측 면(12d)으로부터 탱크 시스템(5)의 좌측 면(12c)으로 배관 연결된다. 일 양태에 따르면, 교차 환기 라인(11e)은 확장 탱크(17)에 제공된 환기 지점(14)의 관련 환기 지점(14e)을 환기 라인 배출구(13)의 환기 라인 배출구(13a)에 연결한다.
도 8과는 대조적으로, 교차 환기 라인(11a)이 환기 라인 배출구(13b)에 직접 연결되어 있기 때문에, 교차 환기 라인(11d)의 제공은 생략되었다. 또한, 도 8과 대조적으로, 중력 연료 포트 탱크 연결부(6)의 예시는 도면의 단순성과 명확성을 위해 생략되었다는 점에 유의해야 한다.
도 14는 도 11 내지 도 13의 탱크 시스템(5) 및 환기 시스템(7)을 갖는 연료 저장 시스템(3)뿐만 아니라 도 11 및 도 12의 바닥 패널 레벨(4a)을 규정하는 바닥 패널(4)을 도시하고, 도 9를 참조하여 더 자세히 설명된다. 탱크 시스템(5)은 메인 탱크(5a)와 확장 탱크(17)를 포함하고, 환기 시스템(7)은 우선적으로 추가 환기 호스 라인(20)을 포함하는 복수의 환기 라인(11)과 환기 라인 배출구(13)가 있는 교차 환기 시스템으로 구현된다.
도 14는, 탱크 시스템(5)의 좌측 면(12c)으로부터 탱크 시스템(5)의 우측 면(12d)까지 바닥 패널(4) 아래 또는 그 내부에 있는 도 13의 적어도 하나의 교차 환기 라인(11a)의 배관 연결뿐만 아니라 탱크 시스템(5)의 우측 면(12d)으로부터 탱크 시스템(5)의 좌측 면(12c)까지 바닥 패널(4) 아래 또는 그 내부에 있는 도 13의 교차 환기 라인(11e)의 배관 연결을 추가로 예시한다.
또한, 추가 환기 호스 라인(20)을 통해 도 13의 교차 환기 라인(11a)을 환기 라인 배출구(13b)로 배관 연결하고, 도 13의 환기 라인(11b)을 확장 탱크(17)의 연결 위치(17b)로 배관 연결하는 것을 예시한다. 마찬가지로, 탱크 시스템(5)의 우측 면(12d)에 확장 탱크(17)를 배치하는 것과 반대 좌측 면(12c)에 추가 환기 호스 라인(20)을 배치하는 것이 더 예시된다.
도 15는 도 14의 탱크 시스템(5) 및 환기 시스템(7)을 갖는 연료 저장 시스템(3)뿐만 아니라 바닥 패널 레벨(4a)을 규정하는 도 11의 바닥 패널(4)을 도시한다. 탱크 시스템(5)은 메인 탱크(5a)와 확장 탱크(17)를 포함하며, 환기 시스템(7)은 우선적으로 추가 환기 호스 라인(20)을 포함하는 복수의 환기 라인(11)과 별도의 환기 라인 출구(13a, 13b)가 있는 환기 라인 배출구(13)를 갖는 교차 환기 시스템으로 구현된다. 또한, 도 11의 헬리콥터(1) 동체(2)의 하부 쉘(2a) 및 상부 쉘(2b)은, 전복 상태에 있는 헬리콥터(1)의 4개의 상이한 예시된 위치에서 동체(2)에 대한 연료 저장 시스템(3)의 공간적 배열을 예시할 수 있도록 도시되어 있다. 4가지 상이한 위치는(A) 내지 (D)로 분류되고, 도 10을 참고로 더 자세히 설명된다.
위치(A)는 상부 쉘(2b)이 상부에 있고, 하부 쉘(2a)이 하부에 있는 동체(2)의 정상 헤드 업 위치에 해당한다. 이러한 정상 헤드 업 위치에서, 연료(15)는 메인 탱크(5a)에 있고, 환기 시스템(7)에는 연료가 없다. 보다 구체적으로, 연료(15)는 예시적으로 연료 레벨(15a)까지 메인 탱크(5a)를 채우는 것을 예시하는데, 이는 예로서 메인 탱크(5a)의 가능한 최대 충전에 해당한다. 그러나, 추가 환기 호스 라인(20)이 있는 환기 라인(11)과 확장 탱크(17)에는 연료가 없고, 결과적으로 환기 라인 배출구(13)에 연료가 없어 연료 누출을 방지할 수 있다.
위치(B)는 동체(2)의 제1 경사 위치에 해당하며, 동체(2)는 위치(A)에 따라 정상 헤드 업 위치로부터 좌측으로 90°기울어진 상태를 예시한다. 따라서, 탱크 시스템(5)은 예시적으로 좌측 면(12c)에 놓여 있다.
이러한 제1 경사 위치에서, 연료(15)는, 도시된 바와 같이, 연통하는 용기 원리에 따라 메인 탱크(5a)와 환기 시스템(7) 사이에 평형이 형성될 때까지, 메인 탱크(5a)로부터 환기 시스템(7)으로 흐른다. 이 평형에서, 추가 환기 호스 라인(20)은 연료로 채워지지만, 메인 탱크(5a)의 최고 지점이 환기 라인 배출구(13b)보다 낮기 때문에, 연관된 환기 라인 배출구(13b)에는 연료가 없다. 유사하게, 확장 탱크(17)에는 연료가 없고, 메인 탱크(5a)의 최고 지점이 확장 탱크(17)보다 낮기 때문에, 연관된 환기 라인 배출구(13a)도 연료가 없다. 따라서, 두 환기 라인 배출구(13a, 13b)에는 연료가 없는 상태로 유지되어 연료 누출을 방지할 수 있다.
위치(C)는 동체(2)가 상하 뒤집힌 위치에 해당하며, 하부 쉘(2a)은 상부에, 상부 쉘(2b)은 하부에 위치한다. 따라서, 탱크 시스템(5)은 역전되고, 예시적으로 그 상부에 놓여 있다.
이러한 상하 뒤집힌 위치에서, 연료(15)는 연통하는 용기 원리에 따라 메인 탱크(5a), 확장 탱크(17) 및 환기 시스템(7) 사이에 평형이 형성될 때까지, 메인 탱크(5a)로부터 환기 시스템(7) 및 확장 탱크(17)로 흐른다. 예시된 바와 같이, 확장 탱크(17)가 연료로 완전히 채워지고 추가 환기 호스 라인(20)을 포함하는 환기 시스템(7)이 환기 라인 배출구(13a, 13b)의 높이까지 연료로 채워질 때 평형에 도달한다. 그러나, 역전된 메인 탱크(5a)의 최대 연료 레벨(16)이 바람직하게는 확장 탱크(17)와 추가 환기 호스 라인(20)의 치수로 인해, 환기 라인 배출구(13a, 13b)보다 낮거나 또는 최대로 동일한 높이에 있기 때문에, 환기 라인 배출구(13a, 13b)에는 바람직하게 연료가 없는 상태로 유지되어 연료 누출을 방지할 수 있다.
위치(D)는 동체(2)의 제2 경사 위치에 해당하며, 동체(2)는 위치(A)에 따라 정상 헤드 업 위치로부터 우측으로 90°기울어진 위치를 예시한다. 따라서, 탱크 시스템(5)은 예시적으로 우측(12d)에 놓여 있다.
이러한 제2 경사 위치에서, 연료(15)는, 도시된 바와 같이, 연통하는 용기 원리에 따라 메인 탱크(5a), 확장 탱크(17) 및 환기 시스템(7) 사이에 평형이 형성될 때까지, 메인 탱크(5a)로부터 환기 시스템(7) 및 확장 탱크(17)로 흐른다. 이 평형 상태에서, 확장 탱크(17)는 연료로 채워지지만, 메인 탱크(5a)의 최고 지점이 환기 라인 배출구(13a)보다 낮기 때문에, 연관된 환기 라인 배출구(13a)에는 연료가 없다. 유사하게, 메인 탱크(5a)의 최고 지점이 추가 환기 호스 라인(20)보다 낮기 때문에, 추가 환기 호스 라인(20)에는 연료가 없고, 그에 따라 연관된 환기 라인 배출구(13b)에도 연료가 없다. 따라서, 두 환기 라인 배출구(13a, 13b)는 연료가 없는 상태로 유지되어 연료 누출을 방지할 수 있다.
전술한 실시형태에 대한 수정은 당 업자의 상식 내에 있으며, 따라서 본 발명의 일부로 간주한다는 점에 유의해야 한다. 또한, 도면은 본 발명의 실시형태를 개략적으로 나타내기 위한 것일 뿐 그의 상세한 구성을 나타내기 위한 것이 아니라는 점에 유의해야 한다.
1 : 항공기, 헬리콥터 1a : 조종석
1b : 캐빈 2 : 동체
2a : 하부 쉘 2b : 상부 쉘
2c : 랜딩 기어 3 : 연료 저장 시스템
4 : 바닥 패널 4a : 바닥 패널 레벨
5 : 탱크 시스템 5a : 메인 탱크
5b : 공급 탱크 5c : 연료 용적 확장 공간
5d : 탱크 연결부 6 : 중력 연료 포트 탱크 연결부
6a : 최대 중력 연료 공급 레벨 6b : 중력 연료 포트
7 : 환기 시스템 8 : 지면
8a : 각도 9 : 편평한 기준 평면
10 : 매니폴드 연결부 11 : 환기 라인
11a-11g : 별도의 환기 라인 12a : 전방
12b : 후방 12c : 좌측 면
12d : 우측 면 13 : 환기 라인 배출구
13a : 우측 환기 라인 배출구 13b : 좌측 환기 라인 배출구
14 : 환기 지점 14a-14e : 별도의 환기 지점
15 : 연료 15a : 연료 레벨
16 : 최대 연료 레벨 17 : 확장 탱크
17a : 제1 연결 위치 17b : 제2 연결 위치
17c : 하부 확장 탱크 레벨 18 : 연료 용적 확장 공간 높이
19 : 환기 라인 배출구 간격 20 : 추가 환기 호스 라인

Claims (15)

  1. 바닥 패널(4)과 연료 저장 시스템(3)을 수용하는 동체(2)를 구비한 항공기(1)로서, 상기 연료 저장 시스템(3)은,
    바닥 패널(4) 아래에 배치된 적어도 하나의 메인 탱크(5a)가 있는 탱크 시스템(5); 및
    탱크 시스템(5)을 환기하기 위한 복수의 환기 라인(11)이 있는 교차 환기 시스템(7)으로서, 복수의 환기 라인(11)이 탱크 시스템(5)의 제1 측면(12c)으로부터 탱크 시스템(5)의 반대쪽 제2 측면(12d)까지 배관 연결되는 적어도 하나의 교차 환기 라인(11a)을 포함하는 교차 환기 시스템(7)을 포함하고;
    적어도 하나의 교차 환기 라인(11a)은 탱크 시스템(5)의 제1 측면(12c)으로부터 탱크 시스템(5)의 제2 측면(12d)까지 바닥 패널(4) 아래 또는 그 내부에서 배관 연결되고, 상기 바닥 패널(4)은 바닥 패널 레벨(4a)을 형성하며, 상기 연료 저장 시스템(3)은 상기 바닥 패널(4)의 상기 바닥 패널 레벨(4a) 위에 배치된 매니폴드 연결부(10)를 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기(1).
  2. 제 1 항에 있어서,
    상기 적어도 하나의 교차 환기 라인(11a)은 적어도 하나의 메인 탱크(5a) 상의 제1 측면(12c)에 제공된 제1 환기 지점(14a)으로부터 제2 측면(12d)에 배치된 상기 매니폴드 연결부(10)까지 바닥 패널(4) 아래 또는 그 내부에서 배관 연결되는 것을 특징으로 하는 항공기(1).
  3. 제 2 항에 있어서,
    상기 복수의 환기 라인(11)은 적어도 하나의 메인 탱크(5a) 상의 제2 측면(12d)에 제공된 제2 환기 지점(14b)으로부터 매니폴드 연결부(10)까지 바닥 패널(4) 아래 또는 그 내부에서 배관 연결되는 적어도 하나의 추가 환기 라인(11b)을 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기(1).
  4. 제 2 항에 있어서,
    상기 복수의 환기 라인(11)은 제2 측면(12d)에 배치된 매니폴드 연결부(10)로부터 제1 측면(12c)에 배치된 관련 배출구(13)까지 바닥 패널(4) 아래 또는 그 내부에서 배관 연결되는 적어도 2개의 배출 환기 라인(11d, 11e)을 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기(1).
  5. 제 1 항에 있어서,
    상기 탱크 시스템(5)의 적어도 하나의 메인 탱크(5a)는 미리 결정된 연료 용적 확장 공간(5c)을 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기(1).
  6. 제 1 항에 있어서,
    상기 탱크 시스템(5)은 적어도 하나의 메인 탱크(5a)의 중력 급유를 가능하게 하는 중력 연료 포트 탱크 연결부(6)를 포함하고, 상기 중력 연료 포트 탱크 연결부(6)가 중력 급유 수단 의해 적어도 하나의 메인 탱크(5a)의 전체 충전을 방지하는 방식으로 배치되는 것을 특징으로 하는 항공기(1).
  7. 제 6 항에 있어서,
    상기 중력 연료 포트 탱크 연결부(6)에 일 방향 밸브가 제공되는 것을 특징으로 하는 항공기(1).
  8. 제 1 항에 있어서,
    상기 탱크 시스템(5)은 제2 측면(12d)에 배치된 확장 탱크(17)를 포함하고, 적어도 하나의 교차 환기 라인(11a)은 적어도 하나의 메인 탱크(5a)의 제1 측면(12c)에 제공된 제1 환기 지점(14a)으로부터 확장 탱크(17)까지 바닥 패널(4) 아래 또는 그 내부에서 배관 연결되는 것을 특징으로 하는 항공기(1).
  9. 제 8 항에 있어서,
    상기 복수의 환기 라인(11)은 적어도 하나의 메인 탱크(5a) 상의 제2 측면(12d)에 제공된 제2 환기 지점(14b)으로부터 확장 탱크(17)까지 바닥 패널(4) 아래 또는 그 내부에서 배관 연결되는 적어도 하나의 추가 환기 라인(11b)을 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기(1).
  10. 제 9 항에 있어서,
    상기 적어도 하나의 교차 환기 라인(11a)은 제2 위치(17b)보다 바닥 패널(4)에서 더 멀리 떨어져 있는 제1 위치(17a)에서 확장 탱크(17)에 연결되며, 적어도 하나의 추가 환기 라인(11b)이 확장 탱크(17)에 연결되는 것을 특징으로 하는 항공기(1).
  11. 제 8 항에 있어서,
    상기 복수의 환기 라인(11)은 제2 측면(12d)에 배치된 확장 탱크(17)로부터 제1 측면(12c)에 배치된 관련 배출구(13)까지 바닥 패널(4) 아래 또는 그 내부에서 배관 연결되는 적어도 2개의 배출구 환기 라인(11d, 11e)을 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기(1).
  12. 제 8 항에 있어서,
    상기 바닥 패널(4)은 바닥 패널 레벨(4a)을 형성하며, 상기 탱크 시스템(5)의 확장 탱크(17)가 상기 바닥 패널(4)의 상기 바닥 패널 레벨(4a) 위에 배치되는 것을 특징으로 하는 항공기(1).
  13. 제 8 항에 있어서,
    상기 탱크 시스템(5)은 적어도 하나의 메인 탱크(5a)의 중력 급유를 가능하게 하는 중력 연료 포트 탱크 연결부(6)를 포함하고, 상기 중력 연료 포트 탱크 연결부(6)는 바닥 패널 레벨(4a) 위와 낮은 확장 탱크 레벨(17c) 아래에 배치되는 것을 특징으로 하는 항공기(1).
  14. 제 1 항에 있어서,
    헬리콥터로서 구현되는 것을 특징으로 하는 항공기(1).
  15. 삭제
KR1020210041133A 2020-08-31 2021-03-30 연료 저장 시스템을 구비한 항공기 KR102510541B1 (ko)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR1020230032039A KR102702800B1 (ko) 2020-08-31 2023-03-10 연료 저장 시스템을 구비한 항공기

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP20400016.0A EP3960635B1 (en) 2020-08-31 2020-08-31 An aircraft with a fuel storage system
EP20400016.0 2020-08-31

Related Child Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1020230032039A Division KR102702800B1 (ko) 2020-08-31 2023-03-10 연료 저장 시스템을 구비한 항공기

Publications (2)

Publication Number Publication Date
KR20220029318A KR20220029318A (ko) 2022-03-08
KR102510541B1 true KR102510541B1 (ko) 2023-03-16

Family

ID=72560537

Family Applications (2)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1020210041133A KR102510541B1 (ko) 2020-08-31 2021-03-30 연료 저장 시스템을 구비한 항공기
KR1020230032039A KR102702800B1 (ko) 2020-08-31 2023-03-10 연료 저장 시스템을 구비한 항공기

Family Applications After (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1020230032039A KR102702800B1 (ko) 2020-08-31 2023-03-10 연료 저장 시스템을 구비한 항공기

Country Status (5)

Country Link
US (1) US12103700B2 (ko)
EP (2) EP3960635B1 (ko)
KR (2) KR102510541B1 (ko)
CN (1) CN114104306B (ko)
CA (1) CA3113326C (ko)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3137067A1 (fr) * 2022-06-24 2023-12-29 Airbus Système de réservoir avec une vanne sous forme d’un système pendulaire

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE19540267A1 (de) * 1995-10-28 1997-04-30 Vdo Schindling Tankentlüftung
FR2756255A1 (fr) * 1996-11-27 1998-05-29 Eurocopter France Reservoir pour aeronef
US20060214061A1 (en) * 2004-01-29 2006-09-28 The Boeing Company Auxiliary fuel tank systems for aircraft and methods for their manufacture and use

Family Cites Families (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1153040A (en) * 1966-06-14 1969-05-21 United Aircraft Corp Improvements in and relating to an Auxillary Fuel System Especially for Aircraft
DE1506114C3 (de) * 1966-06-16 1973-11-29 United Aircraft Corp., East Hartford, Conn. (V.St.A.) Zusatzkraftstoffanlage fur Luft fahrzeuge
US3432121A (en) * 1967-04-03 1969-03-11 United Aircraft Corp Aircraft fuel storage and distribution system
DE3121621C2 (de) 1981-05-30 1984-01-05 Daimler-Benz Ag, 7000 Stuttgart "Entlüftungseinrichtung für Kraftstofftanks von Fahrzeugen, insbesondere von Kraftfahrzeugen"
DE19944124C1 (de) 1999-09-15 2001-05-23 Eurocopter Deutschland Entlüftungsventil mit Be- und Entlüftungskanal für ein Tankgefäß eines Hubschraubers
DE10011130A1 (de) 2000-03-10 2001-09-13 Mannesmann Vdo Ag Entlüftungseinrichtung für einen Kraftstoffbehälter
GB0409593D0 (en) * 2004-04-29 2004-06-02 Airbus Uk Ltd Aircraft and fuel venting system therefor
GB0606200D0 (en) * 2006-03-28 2006-05-10 Airbus Uk Ltd Aircraft refuelling system
US7648103B2 (en) * 2006-12-13 2010-01-19 EMBRAER—Empresa Brasileira de Aeronautica S.A. Aircraft fuel tanks, systems and methods for increasing an aircraft's on-board fuel capacity
US8881764B2 (en) 2008-05-13 2014-11-11 Sikorsky Aircraft Corporation Offset ambient level fuel feed system
US20090321577A1 (en) * 2008-06-27 2009-12-31 Marcos Vinicius Protective devices for aircraft fuel filler ports
FR2980407B1 (fr) 2011-09-26 2013-10-04 Eurocopter France Systeme de stockage de carburant, et vehicule
FR2991298B1 (fr) 2012-05-29 2015-04-03 Eurocopter France Reservoir, systeme de stockage de carburant, et aeronef
CN103057714B (zh) * 2013-01-05 2015-06-24 中国商用飞机有限责任公司 一种辅助燃油系统
FR3012795B1 (fr) * 2013-11-05 2015-12-04 Eurocopter France Giravion equipe de reservoirs a carburant montes par suspension sous un plancher median travaillant du fuselage du giravion
CN104527987B (zh) 2015-01-07 2016-06-22 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司 一种飞机主油箱保压通气系统
CN207773499U (zh) 2018-01-05 2018-08-28 江西冠一通用飞机有限公司 一种固定翼通用飞机机翼整体油箱通气结构
EP3584151B1 (en) * 2018-06-20 2021-01-27 AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH A modular subfloor arrangement for an aircraft

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE19540267A1 (de) * 1995-10-28 1997-04-30 Vdo Schindling Tankentlüftung
FR2756255A1 (fr) * 1996-11-27 1998-05-29 Eurocopter France Reservoir pour aeronef
US20060214061A1 (en) * 2004-01-29 2006-09-28 The Boeing Company Auxiliary fuel tank systems for aircraft and methods for their manufacture and use

Also Published As

Publication number Publication date
EP3960635A1 (en) 2022-03-02
US20220063830A1 (en) 2022-03-03
CN114104306A (zh) 2022-03-01
EP3960635B1 (en) 2023-04-19
KR20220029318A (ko) 2022-03-08
CN114104306B (zh) 2024-08-06
US12103700B2 (en) 2024-10-01
CA3113326C (en) 2023-08-22
CA3113326A1 (en) 2021-05-26
KR102702800B1 (ko) 2024-09-04
EP3964444B1 (en) 2023-04-19
KR20230038684A (ko) 2023-03-21
EP3964444A1 (en) 2022-03-09

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US7648103B2 (en) Aircraft fuel tanks, systems and methods for increasing an aircraft's on-board fuel capacity
US8851424B2 (en) Systems and methods to provide compliance with structural load requirements for aircraft with additional fuel tankage
US9162772B2 (en) Tank, a fuel storage system, and an aircraft
CN101489868B (zh) 航空器的尾部椎体
EP1591359B1 (en) Aircraft and fuel venting system therefor
KR102702800B1 (ko) 연료 저장 시스템을 구비한 항공기
US9169028B2 (en) Fuel storage tank, an aircraft, and a method
US9254923B2 (en) Aircraft fuel system and aircraft
CN103818559B (zh) 燃料存储装置、飞行器以及控制方法
US9016279B2 (en) Oxygen supply system intended in particular for the flight crew of an aircraft
US8393492B2 (en) Vent pipe for an aircraft fuel system vent tank
JP2001138999A (ja) ヘリコプターのタンクのための通気弁及び通気路
EP4124568A1 (en) Aircraft with hydrogen tank
WO2009073939A2 (en) Protective devices for aircraft fuel filler ports
US11866190B2 (en) Removable floor system with auxiliary fuel tanks for an aircraft
JP3062914U (ja) 高翼単葉機のガソリンタンク構造
US20220323803A1 (en) Helicopter Tank

Legal Events

Date Code Title Description
E902 Notification of reason for refusal
E701 Decision to grant or registration of patent right