KR20200105667A - 유동 부스터를 구비한 항공기 재급유 시스템 및 이를 사용하는 방법 - Google Patents

유동 부스터를 구비한 항공기 재급유 시스템 및 이를 사용하는 방법 Download PDF

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그리핀 마이클 발렌티치
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쉘 인터내셔날 리써취 마트샤피지 비.브이.
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Abstract

항공기 내로 전달되는 연료의 흐름을 최적화하기 위한 유동 부스터가 제공된다. 유동 부스터는 연료 회로에 유동적으로 결합된 연료 흡입구를 포함하고, 하우징 및 피스톤을 포함한다. 상기 피스톤은 하우징 내에서 슬라이딩식으로 이동 가능한 피스톤 헤드를 가져 가변 연료 입구가 연료를 수용하도록 한정된다. 연료는 피스톤에 연료 힘을 가한다. 흡기 튜너는 연료 흡입구에 작동 가능하게 연결되며, 연료 힘에 대해 피스톤에 가해지는 튜닝 힘을 갖는다. 트리거는 흡기 튜너에 의해 가해지는 튜닝 힘을 가변시키기 위해 흡기 튜너에 결합된다. 유동 조절기는 센서에 연결되어 연료 측정 값을 수신한다. 유동 조절기는 연료 측정 값에 응답하여 트리거를 작동시키도록 트리거에 작동 가능하게 연결되어 항공기 내로 연료의 흐름은 재급유 동안 연속적으로 조절 가능하다.

Description

유동 부스터를 구비한 항공기 재급유 시스템 및 이를 사용하는 방법
본 개시내용은 일반적으로 항공기에 관한 것이다. 보다 구체적으로, 본 개시내용은 항공기에 급유(및/또는 재급유)하기 위한 기술에 관한 것이다.
재급유기, 소화전 분배기, 및 기타 연료 유닛 및/또는 시스템과 같은 다양한 급유 장치는 운항 중 항공기에 동력을 공급하기 위해 항공기 내로 연료를 전달하는 데 사용된다. 이러한 급유 장치는 연료를 함유하는 저장 용기(예를 들어, 저장 탱크)를 포함하거나 이에 연결될 수 있다. 이러한 저장 용기는 항공기의 급유에 필요할 때까지 연료를 수용하기 위해 지면 위나 아래에 위치될 수 있다. 이러한 저장 용기는 고정된 저장 탱크일 수도 있거나, 또는 지상에 있는 동안 운송 회사에 의해 항공기로 운반되는 이동식 용기일 수 있다. 일부 저장 용기는 운항 중 다른 항공기에 급유하기 위해 공수 연료 항공기에 의해 운송될 수 있다. 급유 장치의 예는 미국 특허/출원 US8720499호, US5660798호, US3648720호, US2009/0315729호, US2012/0043425호에 제공되어 있으며, 그 전체 내용은 본원에 참조로서 원용된다.
급유 동안, 연료는 호스 및 다른 도관을 사용하여 저장 탱크에서 항공기로 전달된다. 호스는 일단이 저장 탱크에 연결될 수 있고 타단이 항공기에 부착될 수 있다. 호스는 항공기의 연료 탱크 내로 연료를 전달하기 위해 항공기 상의 연료 리셉터클에 삽입 가능한 노즐을 가질 수 있다. 호스는 연료 장치에 의해 저장 탱크에 연결될 수 있다. 이러한 연료 장치의 예는 미국 특허/출원 US2011/0232801호, US8720499호, US8511351호, US6360730호, US3591050호, 및 US4452207호에 제공되어 있으며, 그 전체 내용은 본원에 참조로서 원용된다.
항공기 급유 기술의 발전에도 불구하고, 보다 안전하고 보다 효율적인 항공기 급유 작업이 여전히 필요한 실정이다.
위에서 언급된 특징 및 장점이 상세하게 이해될 수 있도록, 간략하게 요약된 더 구체적인 설명은 첨부 도면에 나타낸 구현예를 참조하여 이루어질 수 있다. 그러나, 예시된 예는 그 범위를 제한하는 것으로 간주해서는 안된다는 점을 유의해야 할 것이다. 도면은 반드시 축척대로 도시된 것은 아니며, 도면의 특정한 특징 및 묘사는 명확성 및 간결성을 위해 과장되거나 개략적으로 도시될 수 있다.
도 1은 유동 부스터 및 연료 회로를 갖는 다양한 재급유 유닛을 구비한 재급유 시스템을 포함하는 항공기 연료 사이트의 개략도이다.
도 2a는 소화전 분배기 유형의 재급유 유닛을 위한 재급유 시스템의 유동 부스터 및 연료 회로의 특징을 나타낸 개략도이다.
도 2ba 및 2bb는 연료 회로의 예시적인 흡입구를 나타낸 개략도이다.
도 3a 및 3b는 각각 소화전 분배기 및 재급유기 구성에서 유동 부스터를 갖는 재급유 시스템의 개략도이다.
도 4는 시뮬레이션된 노즐 압력(PNS)을 측정하기 위한 벤츄리 게이지의 교정을 나타낸 그래프이다.
도 5a - 5c는 상이한 유체 압력에서의 폐쇄 시험을 나타낸 그래프이다.
도 6a - 6c는 상이한 노즐을 사용한 폐쇄 시험을 나타낸 그래프이다.
도 7a - 7c는 유동 부스트가 없고 노즐이 서로 다른 폐쇄 시험에 대한, 유량 대 실제 노즐 압력(PNA), PNS, 및 PNA/PNS 양자를 각각 나타낸 그래프이다.
도 8a는 유동 부스터에 의한 2개의 유동 부스트가 있는 폐쇄 시험을 나타낸 그래프이다.
도 8b는 도 7a 및 8a의 폐쇄 시험을 비교한 그래프이다.
도 9a는 유동 부스터에 의한 단일 유동 부스트가 있는 다른 폐쇄 시험을 나타낸 그래프이다.
도 9b는 도 7b 및 9a의 폐쇄 시험을 비교한 그래프이다.
도 9c는 도 7a, 8a, 및 9a의 폐쇄 시험을 비교한 그래프이다.
도 10a는 튜닝된 유동 부스트가 있는 다른 폐쇄 시험을 나타낸 그래프이다.
도 10b는 도 7a, 8a, 및 10a의 폐쇄 시험을 비교한 그래프이다.
도 11은 항공기로의 연료 흐름을 최적화하는 방법을 나타낸 흐름도이다.
발명의 내용
적어도 하나의 양태에서, 본 개시내용은 재급유 유닛을 통해 항공기로 전달되는 연료의 흐름을 최적화하기 위한 유동 부스터에 관한 것이다. 재급유 유닛은 연료 회로를 포함한다. 유동 부스터는 연료 흡입구, 흡기 튜너, 트리거, 및 유동 조절기를 포함한다. 연료 흡입구는 연료 회로에 유동적으로 결합되고, 하우징 및 피스톤을 포함한다. 피스톤은 하우징 내에서 슬라이딩식으로 이동 가능한 피스톤 헤드를 포함하여, 가변 연료 입구를 통해 연료를 연료 회로 내로 수용하도록 가변 연료 입구를 한정한다. 연료는 피스톤에 가해지는 연료 힘을 갖는다. 흡기 튜너는 연료 흡입구에 작동 가능하게 연결되며, 연료 힘에 대해 피스톤에 가해지는 튜닝 힘을 갖는다. 트리거는 흡기 튜너에 의해 가해지는 튜닝 힘을 선택적으로 가변시키기 위해 흡기 튜너에 결합된다. 유동 조절기는 재급유 유닛 주위에 위치된 센서에 결합되어 그로부터 연료 측정 값을 수신하고, 연료 측정 값에 응답하여 트리거를 선택적으로 작동시키도록 트리거에 작동 가능하게 연결되어 항공기 내로 연료의 흐름은 재급유 동안 연속적으로 조절 가능하다.
피스톤은, 튜닝 힘이 연료 힘을 초과할 때 연료 입구의 완전 폐쇄 위치를 향해 및 연료 힘이 튜닝 힘을 초과할 때 연료 입구의 완전 개방 위치를 향해 가압된다. 연료 힘은 연료 입구, 연료 회로, 및/또는 항공기에서 연료의 연료 압력에 의해 한정된다. 흡기 튜너는 가압 유체를 갖는 가압 유체 공급원을 포함한다. 연료 힘은 피스톤의 연료측에 가해지는 연료의 연료 압력을 포함하고, 튜닝 힘은 피스톤의 유체측에 가해지는 가압 유체의 유체 압력을 포함한다. 피스톤은 피스톤 로드에 의해 피스톤 헤드에 연결되는 피스톤 테일을 더 포함하며, 그와 함께 이동 가능하다. 피스톤 테일은 그의 대향측 상에 연료측 및 유체측을 가지며, 하우징 내의 피스톤 챔버를 피스톤 테일의 연료측 상의 연료 챔버 및 피스톤 테일의 유체측 상의 유체 챔버로 분리한다. 연료 챔버는 연료와 유체 연통하고 유체 챔버는 가압 유체와 유체 연통한다.
흡기 튜너는 피스톤에 작동 가능하게 연결되는 모터를 포함하고, 튜닝 힘은 모터의 구동력에 의해 한정된다. 트리거는 구동기, 솔레노이드, 및/또는 밸브를 포함한다.
다른 양태에서, 본 개시내용은 항공기 내로 전달되는 연료의 흐름을 최적화하기 위한 재급유 시스템에 관한 것이다. 재급유 시스템은 연료 공급원, 연료 공급원 및 항공기와 선택적으로 유체 연통하는 연료 회로를 포함하는 재급유 유닛, 및 유동 부스터를 포함한다. 유동 부스터는 연료 흡입구, 흡기 튜너, 트리거, 및 유동 조절기를 포함한다. 연료 흡입구는 연료 회로에 유동적으로 결합되고, 하우징 및 피스톤을 포함한다. 피스톤은 하우징 내에서 슬라이딩식으로 이동 가능한 피스톤 헤드를 포함하여, 가변 연료 입구를 통해 연료를 연료 회로 내로 수용하도록 가변 연료 입구를 한정한다. 연료는 피스톤에 가해지는 연료 힘을 갖는다. 흡기 튜너는 연료 흡입구에 작동 가능하게 연결되며, 연료 힘에 대해 피스톤에 가해지는 튜닝 힘을 갖는다. 트리거는 흡기 튜너에 의해 가해지는 튜닝 힘을 선택적으로 가변시키기 위해 흡기 튜너에 결합된다. 유동 조절기는 재급유 유닛 주위에 위치된 센서에 결합되어 그로부터 연료 측정 값을 수신하고, 연료 측정 값에 응답하여 트리거를 선택적으로 작동시키도록 트리거에 작동 가능하게 연결되어 항공기 내로 연료의 흐름은 재급유 동안 연속적으로 조절 가능하다.
센서는 유체 압력(Pfluid), 연료 압력(Pfuel), 흡기 압력(Pintake), 연료 유량(Qfuel), 시뮬레이션된 노즐 압력(PNS), 실제 노즐 압력(PNA), 및 항공기에서의 배압(Pplane) 센서를 포함한다. 재급유 유닛은 소화전 분배기 또는 재급유기를 포함한다.
최종적으로, 다른 양태에서, 본 개시내용은 항공기 내로 연료의 흐름을 최적화하는 방법에 관한 것이다. 본 방법은 연료를 연료 흡입구를 통해 연료 회로 내로 및 연료 회로로부터 항공기 내로 전달하는 단계, 연료 흡입구의 연료 입구에 피스톤을 슬라이딩식으로 위치시키고 연료의 연료 힘을 피스톤에 가함으로써 연료 입구의 치수를 한정하는 단계, 전달 단계 동안 연료의 연료 파라미터를 측정하는 단계, 및 전달 단계 동안 그리고 측정 단계에 기초하여, 연료 힘에 대해 튜닝 힘을 선택적으로 가하여 연료 흡입구의 연료 입구의 치수를 가변시키도록 항공기 내로의 연료의 흐름을 선택적으로 부스팅하는 단계를 포함한다.
선택적 부스팅 단계는 전달 단계 동안 연료의 압력을 최대 압력 미만으로 유지시키고 그리고/또는 연료 힘을 극복하도록 튜닝 힘을 선택적으로 증가시키는 단계를 포함한다.
다음의 설명은 본 기술요지의 기술을 구현하는 예시적인 장치, 방법, 기술, 및/또는 명령 시퀀스를 포함한다. 그러나, 기술된 구현예는 이러한 특정 세부 사항 없이도 실시될 수 있음을 이해한다.
본 개시내용은 재급유 중 연료 흐름을 조절하기 위해 유동 부스터를 사용하여 항공기 내로의 연료 흐름을 최적화하기 위한 재급유 시스템 및 방법에 관한 것이다. 연료가 저장 시설로부터 연료 회로를 통해 항공기로 전달됨에 따라, 유동 부스터는 가압 유체(예를 들어, 공기, 연료, 유압 유체 등) 및/또는 모터와 같은 흡기 튜너를 사용하여 흐름을 선택적으로 조절해서, 연료 회로의 연료 흡입구(예를 들어, 입구 커플링, 압력 제어 밸브 등)를 통한 흐름을 가변시킨다. 흡기 튜너는 연료 흡입구의 입구에 힘을 가하여, 입구의 치수(예를 들어, 직경, 면적 등) 및 연료 회로를 통해 항공기로 전달될 수 있는 연료의 양을 가변시킨다. 흡기 튜너는 연료와 접촉 없이 및/또는 급유 중 항공기로부터 떨어진 위치에 압력을 가할 수 있다.
유동 부스터는 재급유 유닛(예를 들어, 재급유기, 소화전 시스템, 연료 시스템 등), 연료 흡입구(예를 들어, 입구 커플링, 압력 제어 밸브 등), 연료 회로(예를 들어, 유동 라인, 탱크, 게이지 등), 및/또는 노즐이 있는 호스(예를 들어, 다양한 유형, 크기 등)와 같은 다양한 연료 회로 및/또는 연료 장비와 함께 사용될 수 있다. 항공기로 유동하는 연료의 유체 파라미터(예를 들어, 유량, 압력, 온도 등)는 모니터링되어 흡기 튜너 및 이에 의한 연료 흐름을 선택적으로 조절하는 데 사용될 수 있다. 이러한 조절은 예를 들어 안전 파라미터(예를 들어, 최대 유체 압력 및/또는 다른 규제) 내에서 연료 흐름을 유지하는 데 그리고/또는 작동 효율(예를 들어, 급유 시간 및/또는 다른 작동 한계)을 증가시키는 데 사용될 수 있다. 유동 부스터는 급유 작동 동안 그리고/또는 실시간으로 연료 흐름을 연속적으로 튜닝하기 위해 시간에 따른 연료 흐름을 조절할 수 있다. 본원에 제공된 실험은 재급유 동안의 유동 부스팅이 재급유 중 연료 흐름의 효율 및 안전성을 증가시킬 수 있음을 나타낸다.
유동 부스터는 다음 중 하나 이상을 달성하는 것을 목표로 할 수 있다: 안전성 증대, 최대 연료 압력 유지, 급유 시간 감소, 연료 전달 속도 최적화, 연료 흐름 튜닝, 과도한 블리드 감소, 압력 서지 감소, 연료 유량 증대, 상승된 배압에서 유량 증대, 다양한 배압에서 흐름 관리, 연료 장비 교정, 효율 증가, 비용 절감, 다양한 장비(예를 들어, 다양한 노즐)와 함께 작동, 모니터링된 연료 유동 파라미터에 대한 신속 응답, 지속적인 모니터링 능력, 연료 장비에 대한 영향(예를 들어, 충격, 응력, 마모 등) 감소, 에너지 소모 감소, 급유 작동 데이터 포집, 상류 제어 제공, 모니터링된 급유 파라미터에 기반한 제어, 필요한 경우 급유 병목 현상 제거 등.
항공기 재급유
도 1은 항공기(102)에 재급유하는 데 사용되는 예시적인 항공기 연료 사이트(또는 스테이션)(100)를 도시하고 있다. 연료 사이트(100)는 예를 들어 하나 이상의 항공기(102)가 이승(deplaning), 급유(또는 재급유), 적재 등을 위해 지면에 정지될 수 있는 지상 공항, 비행장, 및/또는 터미널일 수 있다. 다른 예에서, 연료 사이트(100)는 운항 중 재급유를 위한 공중 위치일 수 있다.
연료 사이트(100)는 하나 이상의 급유 유닛(104a-d), 연료 탱크(106), 및 유동 부스터(107)를 포함하는 재급유 시스템(101)을 포함할 수 있다. 이러한 예에 의해 도시된 바와 같이, 급유 유닛은 소화전 분배기(104a), 재급유기(104b), 고정 분배기(104c), 및/또는 공수 분배기(104d)일 수 있다. 급유 유닛(104a-d)은 연료를 항공기(102)로 전달하기 위해 항공기(102) 주위에 위치될 수 있다.
급유 유닛(104a-d) 각각은 하나 이상의 연료 탱크(106) 및 연료 회로(108)를 포함한다. 이러한 예에 의해 도시된 바와 같이, 연료 탱크(106)는 재급유 유닛(104a-d)과 별개일 수 있거나 일체형일 수 있다. 연료 탱크(106a-d)는 그 내부에서 사용하기 위해 항공기(102)로 전달될 수 있는 연료, 첨가제, 및/또는 다른 유체(총괄하여 "연료"라고 지칭됨)와 같은 다양한 유체를 수용하기 위한 용기일 수 있다. 급유 유닛(104a-d) 및/또는 연료 탱크(106)는 이동, 정지, 공중, 지면, 지하, 및/또는 이들의 조합과 같은 다양한 구성을 가질 수 있다.
연료 회로(108)는 연료를 연료 탱크(106a,b)로부터 항공기(102)로 전달하기 위해 급유 유닛(104a-d)에 의해 운반될 수 있다. 연료 회로(108)는 흡입구(110) 및 호스(112)와 같은 다양한 연료 장비를 포함하거나 이에 연결될 수 있다. 흡입구(110)는 다양한 연료 탱크(106)로부터 연료를 수용하기 위해 연료 회로(108)의 입구 주위에 위치될 수 있다.
호스(112)는 연료를 항공기(102)로 전달하기 위해 연료 회로(108)를 항공기(102)에 유동적으로 연결할 수 있다. 호스(112)는 연료 회로(108)로부터 항공기(102) 내로 유체를 선택적으로 방출하기 위해 항공기(102)에 연결 가능한 노즐(111)을 가질 수 있다. 연료 회로(108)는 본원에서 더 설명되는 바와 같이 흡입구(110)로부터 호스(112)로 연료를 전달하기 위해 다양한 유동 제어 장치를 가질 수 있다.
유동 부스터(107)는 연료 사이트(100) 주위에 개략적으로 도시되어 있다. 유동 부스터(107)의 일부 또는 전부는 지상, 지하, 또는 이들의 조합 위에 있을 수 있다. 이러한 예에서, 유동 부스터(107)는 지상 위치 위에 있는 것으로 상정되며, 연료 사이트(100) 주위의 임의의 장소에 있을 수 있다. 유동 부스터(107)의 일부는 상이한 위치에 있을 수 있고/있거나 다양한 재급유 유닛(104a-d)과 같은 다른 장비에 포함될 수 있다.
유동 부스터(107)는 재급유 동안 그를 통해 연료 흐름을 조절하기 위하여 흡입구(110) 및/또는 연료 회로(108)에 결합된다. 유동 부스터(107)는 흡기 튜너(115), 트리거(116), 및 유동 조절기(118)를 포함한다. 흡기 튜너(115)는 흡기 커플러(110)에 결합되고, 트리거(116)는 흡기 튜너(115)와 유동 조절기(118) 사이에 결합된다. 유동 조절기(118)는 항공기(102), 연료 회로(108), 흡기 튜너(115), 및/또는 트리거(116)에 결합되어 이의 작동을 모니터링 및/또는 제어한다. 흡기 튜너(115)는 흡입구(110)에 결합되어 힘(예를 들어, 유체 압력 힘 또는 구동력)을 흡입구(110)에 가하고; 트리거(116)는 흡기 튜너(115)의 힘을 가변시키는 데 사용될 수 있고; 유동 조절기는 본원에서 더 설명되는 바와 같이 연료의 연료 압력과 같은 측정된 파라미터에 응답하여 트리거(116)를 작동시키는 데 사용될 수 있다.
도 1은 연료 사이트(100), 재급유 유닛(104a-d), 유동 부스터(107), 및/또는 항공기(102)에 재급유하기 위한 관련 장비의 특정 예를 도시하고 있지만, 다른 변형 예도 가능하다. 예를 들어, 도시된 하나 이상의 구성 요소의 다양한 조합이 사용될 수 있다.
유동 부스터
도 2a는 소화전 분배기(104a) 및 유동 부스터(107)를 보다 상세히 나타낸 개략도이다. 이러한 도면은 유동 부스터(107)를 갖는 재급유 시스템(101)의 작동을 도시하고 있다. 이러한 도면에 도시된 바와 같이, 소화전 분배기(104a)는 지하 유동 라인에 의해 지면 연료 탱크(106)에 및 호스(112)에 의해 항공기(102)에 결합된 이동 차량(예를 들어, 트럭)이다. 소화전 분배기(104a)는 흡입구(110)를 갖는 연료 회로(108)를 포함한다.
이러한 도면에 도시된 바와 같이, 연료 흡입구(110)는 그를 통과하는 연료 입구를 갖는 하우징을 구비한다. 연료 입구는 연료 탱크(106)에 유동적으로 연결되어 그를 통해 연료를 수용한다. 하우징은 유체 입구의 가변 기하학적 조건(예를 들어, 입구 직경, 면적 등) Δφ를 한정하는 가동 벽(219)(예를 들어, 피스톤, 도어 등)을 갖는다. 가동 벽(219)은 연료 입구의 기하학적 조건을 가변시키기 위해 유동 부스터(107)에 의해 이동되어, 연료 회로(108)를 통해 항공기(102) 내로의 연료 흐름을 변경시킬 수 있다.
연료 회로에서 연료의 압력(예를 들어, 시뮬레이션된 노즐 압력(PNS)) 및/또는 노즐에서 연료의 압력(예를 들어, 실제 노즐 압력(PNA))은 가동 벽(219)에 가해질 수 있다. 이러한 연료 압력은 가동 벽(219)의 연료측에 연료 힘을 가한다. 유동 부스터(107)는 연료 힘에 대해 반대의 튜닝 힘을 제공하는 데 사용될 수 있다.
유동 부스터(107)의 흡기 튜너(115), 트리거(116), 및 유동 조절기(118)는 가동 벽에 가해지는 튜닝 힘을 가변시키는 데 사용될 수 있다. 흡기 튜너(115)는 가압 유체를 갖는 유체 공급원과 같은 다양한 구성을 가질 수 있다. 가압 유체는 가동 벽(219)에 대한 튜닝 힘으로서 작용하는 유체 압력을 갖는다.
트리거(116)는 유체 압력 공급원(115)으로부터 가동 벽(219)으로 방출된 유체 압력을 가변시켜 튜닝 힘을 가변시키는 데 사용되는 밸브일 수 있다. 예를 들어, 트리거(116)는 가동 벽(219)에 가해지는 가압 유체(Pfluid)의 압력을 조절하기 위해 유동 조절기(118)에 의해 전기적으로 작동되는 솔레노이드일 수 있다. 트리거(116)는 유동 조절기(118)에 의해 위치 사이에서 이동하기 위해 그리고/또는 다양한 수준으로 조절하기 위해 선택적으로 작동될 수 있다. 유동 조절기(118)는 선택적 작동을 위해 트리거(116)에 전기적으로 결합될 수 있다.
부스터(107)가 연료 회로(108)에서 (예를 들어, PNS 및/또는 PNA로부터) 압력 힘에 대한 튜닝 힘을 변경하면, 가변 개구(Δφ)가 변경되어(예를 들어, 직경의 증가/감소), 항공기(102) 내로의 연료의 흐름(Qfuel)을 변경시킨다. 예를 들어, 튜닝 힘이 연료 힘을 초과하면, 가동 벽은 감소된 입구 직경(Δφ)을 갖는 폐쇄된(또는 더 폐쇄된) 위치로 가압되어, 연료 회로 내로의 연료 흐름을 감소시킬 수 있다. 다른 예에서, 튜닝 힘이 연료 힘 이하이면, 가동 벽은 증가된 입구 직경(Δφ)을 갖는 개방된(또는 더 개방된) 위치로 해제되어, 연료 회로 내로의 연료 흐름을 증가시킬 수 있다.
유동 조절기(118)는 항공기(102), 연료 회로(108), 및/또는 흡기 튜너(115)에 결합되어 이의 작동을 모니터링 및/또는 제어할 수 있다. 트리거(116)는 유동 조절기(118)에 의해 제어되어 가압 유체를 유체 공급원(115)으로부터 가동 벽(219)으로 선택적으로 방출할 수 있다. 트리거(116)를 사용하여, 유동 조절기(118)는 흡입구(110)를 선택적으로 조절하여 연료 회로(108) 및/또는 항공기(102) 내로의 연료 흐름을 선택적으로 가변시킬 수 있다.
유동 조절기(118)는 데이터베이스(메모리)(228), 프로세서(예를 들어, 중앙 처리 유닛(CPU))(230), 제어기(231), 전원 공급 장치(232), 통신기(233), 및 입력/출력 장치(234)를 포함할 수 있다. 데이터베이스(228)는 센서(S1-S7) 및/또는 연료 사이트(100) 상 또는 그로부터 떨어진 다른 공급원과 같은 다양한 공급원으로부터 데이터를 수신하여 저장할 수 있다. 예를 들어, 조절기(118)는 유체 압력(Pfluid)을 측정하기 위한 센서(S1), 연료 압력(Pfuel)을 측정하기 위한 센서(S2), 흡기 압력(Pintake)을 측정하기 위한 센서(S3), 연료 회로(108)를 통과하는 연료의 유량(Qfuel)을 측정하기 위한 센서(S4), 시뮬레이션된 노즐 압력(PNS)을 측정하기 위한 센서(S5), 실제 노즐 압력(PNA)을 측정하기 위한 센서(S6), 및 항공기에서의 압력(배압-Pplane)을 측정하기 위한 센서(S7)와 같은 재급유 시스템(101) 주위의 센서에 결합될 수 있다. PNS 센서(S5)는 예를 들어 벤츄리 센서일 수 있고, 유량 센서(S4)는 유량계일 수 있다. 유량, 온도, 조성 등과 같은 다른 파라미터는 센서에 의해 측정될 수 있다.
프로세서(230)는 수신된 데이터를 처리(예를 들어, 결합, 해석, 분석, 계산 등)할 수 있다. 제어기(231)는 재급유 시스템(101)의 트리거(116), 흡기 튜너(115), 및/또는 다른 부분에 대해 조치를 취하기 위해 프로세서에 의해 작동될 수 있다. 전원 공급 장치(232)는 유동 부스터(107)에 전력을 공급할 수 있다.
통신기(233)는 점선으로 표시된 바와 같이 재급유 시스템(101)의 조절기(118)와 다양한 구성요소 간의 유선 또는 무선 연결에 의해 전력 및/또는 데이터 신호를 전달할 수 있다. 입력/출력 장치(234)는 데이터를 입력 및/또는 출력물을 생성하는 데 사용될 수 있다. 입력/출력 장치(234)는 본원에서 더 설명되는 바와 같이 사용자 입력이 수신된 데이터에 기초하여 보충, 변경, 생성, 및/또는 다른 방식으로 조치를 취할 수 있도록 하는 데 사용될 수 있다. 보고, 알람, 디스플레이 등과 같은 다양한 출력물이 생성될 수 있다. 센서(S1, S5, 및 S6)에 의해 얻은 압력 측정 값을 시간에 따라 나타낸 예시적인 출력물(235)이 도시되어 있다.
출력물(235)에 도시된 바와 같이, 유동 부스터(107), 유동 조절기(118), 트리거(116), 및/또는 흡기 튜너(115)는 항공기(102)로 유입되는 연료 압력을 (예를 들어, 노즐(111) 및/또는 센서(S6)(PNA)에서) 유지하기 위해 재급유 시스템(101)의 압력 측정 값을 원하는 범위 내까지 튜닝하는 목적으로 작동될 수 있다. 유동 조절기(118)는 감지된 압력이 트리거의 작동을 위해 최소 트리거 수준에 도달하면 트리거(116)를 작동시키도록 설정될 수 있다. 최소 트리거 수준은 예를 들어 작동 사양 및/또는 정부 규정에 의해 정의된 바와 같은 최대 압력(Pmax)의 범위(R) 내(예를 들어, 약 75%)의 연료 압력에 대응하는 압력일 수 있다. 측정된 압력이 최소 트리거 수준 아래로 떨어지면, 유동 조절기(118)는 흡기 튜너(115)를 이동시키도록 트리거(116)를 작동시켜, 연료 압력을 가변시킬 수 있다.
이러한 연료 압력은 Pmax 미만으로 및/또는 소정의 범위(R) 내에서 유지될 수 있다. 이러한 범위(R)는 예를 들어 작동 능력 내에서 최대 효율을 제공하는 범위일 수 있다. 이러한 범위는 예를 들어(그리고 제한적이지 않음) Pmax의 약 80 내지 약 100%(또는 60-100%, 또는 75-100 %) 사이일 수 있다. 이러한 범위(R)는 예를 들어 급유 시간(Tr)의 약 50%(또는 60% 또는 70%, 또는 80%) 이상의 소정 기간 동안 설정될 수 있다.
도 2ba 및 2bb는 가변 입구 기하학적 조건(Δφ)을 갖는 연료 입구를 구비한 연료 흡입구(210a,b)의 예를 도시하고 있다. 도 2ba은 압력 제어 구성에서의 연료 흡입구(210a)를 도시하고 있다. 도 2bb는 모터 구성에서의 연료 흡입구(210b)를 도시하고 있다. 연료 흡입구(210a,b)의 각각은 연료 입구(229a,b) 및 연료 출구(237a,b)를 갖는 하우징(225a, b), 및 그 내부에서 슬라이딩식으로 이동 가능한 피스톤(219a,b)을 구비한다. 연료 통로는 하우징(225a,b)의 벽 및/또는 환형 통로의 일부를 통해 연료 입구(229a,b)와 연료 출구(237a,b) 사이에서 연장된다.
도 2ba의 버전에서, 하우징(225a)은 피스톤(219a)의 피스톤 헤드에 의해 유체 챔버와 연료 챔버로 분할된 피스톤 챔버를 갖는 원통형 부재로 도시되어 있다. 이러한 구성의 흡기 튜너는 밸브 트리거(116a)에 의해 작동되는 유체 공급원(115a)이다. 유체 공급원(115a)은, 유체 압력 힘(Fp)을 연료 힘(Ff)에 대항해서 가동 벽(피스톤 헤드)(219)에 가할 수 있는, 연료, 공기, 유압 유체 등과 같은 가압 유체가 채워진 용기 하우징(예를 들어, 탱크)일 수 있다. 유체 공급원(115a)은 밸브 트리거(116a)를 통해 연료 흡입구(110)와 선택적으로 유체 연통할 수 있다.
유체 공급원(115a)으로부터의 가압 유체는 유체 챔버와 유체 연통하고, 연료는 연료 챔버와 유체 연통한다. 피스톤 헤드는 연료 챔버로 유입되는 연료에 의해 가해지는 연료 힘(Ff)에 의해 및 압력 공급원(115a)로부터 유체 챔버로 유입되는 가압 유체의 유체 압력 힘(Fp)에 의해 하우징(225a) 내에서 슬라이딩식으로 이동 가능하다.
유동 조절기에 의해 밸브 트리거(116a)가 작동되면, 밸브 트리거(11a6)는 압력 공급원(115a)로부터의 가압 유체의 양을 가변시켜서, 피스톤(219a)의 유체측에 가해지는 튜닝 힘을 가변시킬 수 있다. 압력이 가변됨에 따라, 피스톤(219a)은 하우징(225a) 내에서 이동한다.
또한, 피스톤(219a)은 스프링이 장착된 피스톤 로드에 의해 피스톤 헤드에 결합되는 피스톤 테일을 가지며, 피스톤 헤드와 함께 이동 가능하다. 피스톤 테일은 연료 입구(229a) 주위에 슬라이딩식으로 위치되어 그를 통한 흐름을 선택적으로 가변시킨다. 피스톤 테일은 연료 입구를 통해 연료를 수용하기 위해 연료 입구가 개방된 완전 개방 위치와, 피스톤이 연료 입구(229a)를 차단하는 완전 폐쇄 위치 사이에서 이동 가능하다. 피스톤 테일은 연료 입구(229a) 내로의 연료 흐름을 가변시키기 위해 완전 개방 위치와 폐쇄 위치 사이의 다양한 위치에 있을 수 있다.
도 2bb의 연료 흡입구(210b)는, 하우징(225b)이 다른 구성을 갖고 흡기 튜너가 전기 트리거(116b)(예를 들어, 솔레노이드, 스위치, 회로 등)에 의해 작동되는 모터(115b)인 점을 제외하고는, 도 2ba의 연료 흡입구와 유사하다. 이러한 구성에서, 모터(115b)는 피스톤 로드에 의해 피스톤 헤드에 결합된다. 모터(115b)는 피스톤(219a)을 구동시키기 위해 기어, 링키지, 또는 다른 장치를 가질 수 있다. 모터(115b)는 예를 들어 전기 트리거(116b)에 의해 전기적으로 작동 가능한 종래의 서보 모터일 수 있다.
유동 조절기(118)는 전기 트리거(116b)를 작동시켜 모터(115b)를 트리거링하여 구동력(Fd)을 연료 힘(Ff) 반대편의 피스톤(219a)에 가함으로써, 피스톤(219a)을 이동시킬 수 있다. 피스톤(219a)은 모터(115b)에 의해 입구(229b) 주위로 이동 가능하여 다소의 연료를 선택적으로 통과시킬 수 있다. 피스톤 헤드는 연료 입구를 통해 연료를 수용하기 위해 연료 입구가 개방된 완전 개방 위치와, 피스톤이 연료 입구(229a)를 차단하는 완전 폐쇄 위치 사이에서 연료 입구(229b) 주위에 슬라이딩식으로 위치되어, 연료 입구를 통과하는 흐름을 선택적으로 가변시킬 수 있다.
도 3a 및 3b는 재급유 시스템(101a,b)의 세부 사항을 각각 나타낸 개략도이다. 도 3a는 소화전 분배기(104a) 및 유동 부스터(107)를 구비한 재급유 시스템(101a)의 세부 사항을 도시하고 있다. 도 3b는 재급유기(104b) 및 유동 부스터(107)를 구비한 재급유 시스템(101b)의 세부 사항을 도시하고 있다.
도 3a의 예에 도시된 바와 같이, 소화전 분배기(104a)는 연료 탱크(106) 및 연료 회로(308a)를 포함한다. 연료 회로(308a)는 연료 탱크(106)로부터의 연료 및 흡기 튜너(115)로부터의 튜닝 힘을 수용하기 위해 입구 커플링(110a)을 갖는다. 입구 커플러(110a)는 가변 연료 입구(310), 유체 입구(312), 및 그 사이에 가동 벽(319)을 갖는 장치일 수 있다. 사용될 수 있는 흡기 커플러의 예로는 www.eaton.com의 EATON™에서 시판되는 압력 제어 장치를 갖는 소화전 커플러를 포함한다.
연료 회로(308a)는 입구 커플링(110a)으로부터 호스(112a,b)로 연장되는 유동 라인(220)을 포함한다. 유동 라인(220)은 연료를 연료 탱크(106)로부터 항공기(102)로 전달하기 위해 연료 입구(310a)와 호스(112a,b) 사이에서 연장되는 관형 부재(예를 들어, 파이프, 도관, 튜브 등)일 수 있다. 관형 부재의 다양한 조합은 연료 회로를 통과하는 연료의 흐름을 위한 연료 경로를 한정하도록 연결될 수 있다. 관형 부재의 일부는 필요에 따라 연료 회로를 선택적으로 구성하기 위해 제거 가능하게 연결될 수 있다. 재급유 시스템(101)의 연료 회로(108)와 다른 부분 사이의 연결은 연료 회로(308a)의 일부이거나 또는 이에 결합될 수 있다.
항공기로의 연결을 위해 하나 이상의 호스(112a,b)는 연료 회로(308a)에 결합 될 수 있다. 이러한 예에서, 노즐(111)을 갖는 두 세트의 호스(112a,b)가 도시되어 있다. 호스(112a)는 데크 호스(112a)를 포함하고, 호스(112b)는 호스 릴(322) 상에 있다. 호스 릴(322)은 호스(112a,b)를 지지하도록 제공될 수 있다. 연료를 항공기(102)에 전달하기 위해 호스(112a,b)는 그의 단부에서 항공기(102)에 연결 가능한 노즐(111)을 갖는다. 노즐(111)은 호스(112a,b)로부터 항공기(102) 내로 연료를 선택적으로 방출하기 위해 트리거를 가질 수 있다.
연료 회로(308a)에는 연료가 연료 회로(308a)를 통과하는 상태에서 작동을 위한 다양한 유체 제어 장치가 제공된다. 연료 회로(308a)는 연료를 데크 호스(112a)로 전달하기 위한 밸브(324a), 및 연료를 호스(112b)로 전달하기 위한 밸브(324b)를 포함한다. 또한, 연료 회로(308a)는 연료 회로(308a)를 통과할 때 연료를 여과하기 위한 연료 필터(327)를 갖는다. 밸브, 필터, 제한기, 노즐, 덤프 탱크, 샘플링 라인, 덤프 라인 등과 같은 다른 유동 제어 장치는 다양한 유체 기능을 수행하기 위해 연료 회로를 따라 다양한 위치에 위치될 수 있다. 밸브(324a,b)는, 입구 커플링(110a), 유동 제어 밸브(324a,b), 및 다른 밸브와 같은, 연료를 연료 회로(308a)의 일부로 선택적으로 전달하기 위한 다양한 장치를 포함할 수 있다. 호스(112a)의 노즐(111)은 항공기(102) 내로 연료를 선택적으로 방출하기 위해 밸브 및/또는 유동 제어 장치로서 작용할 수도 있다.
또한, 도 3a에 도시된 바와 같이, 유동 부스터(107)의 트리거(116)는 흡기 튜너(115)로부터 튜닝 힘을 가하기 위해 흡기 커플러(110a)에 결합된다. 유동 부스터(107)의 조절기(118)는 센서(S1-S7)에 결합되어 노즐 압력(PNS/PNA), 연료 유량(Qfuel), 및 유체 압력(Pfluid)과 같은 유체 파라미터를 검출한다. 이러한 유체 파라미터는 유동 조절기(118)에 의해 모니터링되어 흡기 튜너(115)에 의해 유체 입구(312)에 가해지는 튜닝 힘을 가변시키기 위해 트리거(116)를 작동시킬 수 있다.
압력(Pfluid)은 가동 벽(319a)에 대해 힘을 가한다. 노즐 압력(PNA 또는 PNS)으로부터 가동 벽(319a)에 대항력이 가해진다. 압력(Pfluid)은 연료 입구(310)의 치수를 변경하기 위해 가동 벽(319a)을 이동시키기에 충분한 노즐 압력(PNA 또는 PNS)을 극복하도록 유동 조절기(118)에 의해 조절되어, 유량(Qfuel)을 변경시킬 수 있다. 조절기(118)는 센서(S1-S7)를 지속적으로 모니터링하고 연료 입구(310) 및/또는 흡기 커플러(110a)를 조절해서 필요에 따라 연료 흐름을 변경시킬 수 있다. 이러한 조절은 예를 들어 조절기(118)를 작동시켜 유체 공급원(115)으로부터 흡기 커플러(110a)로 유동하는 가압 유체를 조절하도록 밸브(예를 들어, 솔레노이드 밸브)(116)에 신호를 전송하도록 이루어져, 가동 벽(319)에 가해지는 힘, 연료 흡입구(110a)를 통한 연료의 흐름, 및 항공기(102)에서의 연료 압력을 변경할 수 있다. 이러한 조절은 노즐 압력(PNS)을 기정된 최대 압력(Pmax) 이하로 유지하도록 그리고/또는 연료의 흐름을 최대 압력의 범위 내까지 부스팅하도록 이루어질 수 있다.
도 3b의 재급유 시스템(101b)은, 그 내부에 연료 탱크(106)가 포함된 재급유기(104b)가 도시된 점을 제외하고는, 도 3a의 재급유 시스템(101a)과 유사하다. 또한, 연료 탱크(106)로부터 연료 입구(310b)로 연료를 펌핑하기 위해 펌프(326)가 제공되고, 연료 흡입구(110b)는 흡기 튜너(115) 및 트리거(116)에 의해 조절 가능한 인라인 압력 제어 밸브이다. 사용될 수 있는 압력 제어 밸브의 예로는 www.eaton.com의 CARTER™에서 시판되는 공기 작동식 인라인 압력 제어 밸브를 포함한다.
실시예
도 4-10B는 시험 동안 측정된 재급유 시스템(101)의 다양한 파라미터를 나타낸 그래프(400-1000b)를 도시하고 있다. 시험은 (예를 들어, 흡입구에서) 연료 회로에 가압 유체(Pfluid)를 가하여 유동 부스트가 제공된 재급유 시스템(101)을 사용하여 수행된 재급유 작동을 유동 부스트가 없는 것과 비교한다. 유동 부스트는 항공기 내로의 연료 유량(Qfuel)을 조작하여 재급유 시간을 단축하도록 의도된다. 유동 부스트는 또한 최대 압력(Pmax)과 같은 기정된 한계 내에서 노즐 압력(PNS / PNA)을 유지하도록 연료 흐름(및 이에 따른 압력)을 선택적으로 조절하기 위한 튜닝 능력을 제공하도록 의도된다.
시험은 도 3a의 재급유 시스템(101)과 유사한 구성으로 재급유 시스템을 갖춘 시험 장비에 대해 수행된다. 제트 연료는 흡기 커플러를 통해 주변 온도에서 연료 회로로의 공급 압력 하에서 사용되었다. 시험 목적으로, 시험 장비는 항공기(102) 대신에 제공되며, 시험 밸브는 폐쇄 시험 동안 시험 장비로의 흐름을 차단하도록 시험 장비에서 사용된다.
시험 동안, 연료는 연료 탱크(106)로부터 연료 회로(108)를 통해 장비로 전달되고, 재급유 시스템에서 벤츄리 센서(PNS), 배압 센서(Pplane), 장비 압력 센서(Pintake), 노즐 압력(PNA), 공기 기준 압력(Pfluid), 및 연료 유량 센서(Qfuel)와 같은 하나 이상의 센서(S1-S7)로부터 측정 값이 얻어진다. 측정 값은 예를 들어 재급유 시스템을 통과하는 연료의 압력 및/또는 유량 측정 값을 포함한다. 실시예 1 내지 4의 시험을 위해, 유동 부스터(107)는 정지되어 어떠한 유동 부스트도 제공되지 않는다. 유동 부스트가 있는 실시예 5 내지 7의 시험을 위해, 유동 부스터(107)는 유동 부스트를 제공하도록 작동된다.
실시예 1 - 벤츄리 센서의 교정
이러한 실시예 1에서, 재급유 시스템에서 센서의 교정이 수행된다. 교정 동안, 연료는 연료 탱크로부터 연료 회로 내로 전달된다. 센서는 연료 탱크 내로 전달되는 연료의 유량(Qfuel)이 가변됨에 따라 측정 값을 수집한다. 시험은 약 175 내지 약 275초의 초기 기간(460a)동안 유량(Qfuel)이 약 0 GPM에서 약 280 GPM으로 증가하고 약 120 GPM으로 다시 떨어진 상태에서 시작된다.
약 275 내지 약 400초의 임계 기간(460b) 동안, PNS/PNA는 약 20 psi(1.41 Kg/cm2) 내지 약 30 psi(2.11 Kg/cm2)의 임계 압력으로 안정화된다. 약 400초 내지 약 500초의 최종 기간(460c) 동안, 유량(Qfuel)은 약 280 GPM까지 다시 증가한다. 기간(460a-c) 동안, 센서(PNS, Pintake, Pplane, PNA, Pfluid, 및 Qfuel)로부터 측정 값이 얻어진다.
도 4는 교정 동안 연료 회로에서 유체 센서에 의해 얻어진 측정 값을 나타낸 선 그래프(400)이다. 그래프(400)는 유체 센서(PNS, Pintake, Pplane, PNA, Pfluid, 및 Qfuel)에 대한 압력(P)(Y1) 및 유량(Q)(Y2) 대 시간을 나타내고 있다. 그래프(400)에 의해 도시된 바와 같이, 실제 노즐 압력(PNA) 및 시뮬레이션된 노즐 압력(PNS)은 초기 및 최종 기간(460a,c) 동안 상이하게 측정된다. 그래프(400)에 의해 도시된 바와 같이, 실제 노즐 압력(PNA) 및 시뮬레이션된 노즐 압력(PNS)은 박스(462)로 표시된 바와 같이 안정된 기간 동안 및 임계 기간(460b) 내에 동일한 압력인 것으로 측정된다. 이는 실제 노즐 압력(PNA) 및 시뮬레이션된 노즐 압력(PNS) 센서가 교정되었음을 확인하는 데 사용될 수 있다.
실시예 2 - 다양한 유체 압력(Pfluid)에서, 부스트가 없는 폐쇄 시험
이러한 실시예에서, 폐쇄 시험은 상이한 유체 압력 (Pfluid)에서 및 유동 부스터(107)가 정지된 상태에서 재급유 시스템에 대해 수행된다. 폐쇄 시험은 연료 탱크로부터 연료 회로를 통해 시험 장비로 연료를 전달하는 것을 수반한다. 폐쇄 시험 동안, 시험 밸브가 폐쇄되고 센서(PNS, Pintake, Pplane, PNA, Pfluid, 및 Qfuel)의 각각으로부터 측정 값이 수집된다.
도 5a-5c는 폐쇄 시험 동안 얻은 측정 값을 나타낸 그래프(500a-c)이다. 그래프(500a-c)는 PNS, Pintake, Pplane, PNA, Pfluid, 및 Qfuel 센서의 각각으로부터 수집된 측정 값에 대한 압력(P)(Y1) 및 유량(Q)(Y2) 대 시간을 나타내고 있다. 폐쇄 시험은 약 60 psi(4.22 Kg/cm2)의 유체 압력(Pfluid)(도 5a)에서, 약 70 psi(4.92 Kg/cm2)의 유체 압력(Pfluid)(도 5b)에서, 및 약 80 psi(5.63 Kg/cm2)의 유체 압력(Pfluid)(도 5c)에서, 그리고 최대 압력(Pmax)이 55 psi(3.87 Kg/cm2)로 설정된 상태에서 수행된다.
그래프(500a-c)에 의해 도시된 바와 같이, 시험 밸브가 폐쇄되면, 원(566a-c)으로 표시된 바와 같이 연료의 유량(Qfuel)이 감소한다. 그래프(500a-c)로부터, 가압 유체의 최대 압력(Pfluid-max), 즉 60 psi(4.22 Kg/cm2)(도 5a), 70 psi(4.92 Kg/cm2)(도 5b), 및 80 psi(5.63 Kg/cm2)(도 5c)이 결정될 수 있다. 이러한 그래프는 노즐 압력(PNS/PNA)을 최대 압력(Pmax) 미만으로 유지시키는 데 필요한 가압 유체의 압력(Pfluid-max)이 약 70 psi(4.92 Kg/cm2)임을 나타낸다.
실시예 3 - 부스트가 없는 폐쇄 시험 - 상이한 노즐 사용함
이러한 실시예에서, 폐쇄 시험은 상이한 노즐을 사용하며 유동 부스터가 정지된 상태에서 재급유 시스템에 대해 수행된다. 폐쇄 시험은 연료 탱크로부터 연료 회로를 통해 시험 장비로 연료를 전달하는 것을 수반한다. 3개의 다른 노즐이 시험 장비에 연결되고, 3개의 노즐 각각을 사용하여 폐쇄 시험이 반복된다. 이러한 각각의 폐쇄 시험 동안, 연료 압력(Pintake) 및 유체 압력(Pfluid)은 각각 100 psi(7.03 Kg/cm2) 및 61 psi(4.29 Kg/cm2)로 일정하게 유지된다. 폐쇄 시험 동안, 시험 밸브가 폐쇄되고, 센서(PNS, Pintake, Pplane, PNA, Pfluid, 및 Qfuel)의 각각으로부터 측정 값을 수집하여 측정 값 차이가 상이한 노즐의 사용으로 인해 발생하는 지를 판단한다.
도 6a-6c는 폐쇄 시험 동안 얻은 측정 값을 나타낸 그래프(600a-c)이다. 그래프(600a-c)는 PNS, Pintake, Pplane, PNA, Pfluid, 및 Qfuel 센서의 각각으로부터 수집된 측정 값에 대한 압력(P)(Y1) 및 유량(Q)(Y2) 대 시간을 나타내고 있다. 폐쇄 시험은 45 psi(3.16 Kg/cm2) 노즐(도 6a), 50 psi(3.52 Kg/cm2) 노즐(도 6b), 및 55 psi(3.87 Kg/cm2) 노즐(도 6c)을 사용하여 수행된다.
그래프(600a-c)에 의해 도시된 바와 같이, 시험 밸브가 폐쇄되면, 연료의 유량(Qfuel)이 감소한다. 그래프(600a-c)에 의해 도시된 바와 같이, 노즐 압력(PNS, PNA)은 원(668a-c)으로 표시된 바와 같이 임계 기간 내에 시험된 각각의 노즐과 일치하게 유지된다. 이러한 그래프(600a-c)는 노즐 간의 측정 값 차이가 거의 없음을 나타낸다.
실시예 4 - 실시예 3의 폐쇄 시험에 대한 PNS 및 PNA의 비교
도 6a-6c의 그래프는 분석되어 도 7a-7c의 그래프(700a-c)를 생성하는 데 사용된다. 그래프(700a-c)는 각각의 상이한 노즐 압력에 대한 유량(Q)(Y 축) 대 압력(PNS), (PNA), (PNS/PNA)(X 축)을 나타내고 있다. 도 7a는 45 psi(3.16 Kg/cm2) 노즐(도 6a), 50 psi(3.52 Kg/cm2) 노즐(도 6b), 및 55 psi(3.87 Kg/cm2) 노즐(도 6c) 각각에 대한 실제 노즐 압력(PNA)의 유량(Qfuel)을 나타내고 있다. 도 7b는 도 6a-6c의 45 psi, 50 psi, 및 55 psi(3.87 Kg/cm2) 노즐 각각에 대한 노즐(PNS) 압력을 사용하는 연료의 유량(Q)을 나타내고 있다. 도 7c는 동일한 그래프(700c) 상에 도 7a 및 7b의 그래프를 나타내고 있다. 50 psi(3.52 Kg/cm2)에서 최대 압력(Pmax) 라인이 그래프(700a-c)에 또한 도시되어 있다.
그래프(700a - 700c)에 의해 도시된 바와 같이, 폐쇄 시험 동안(유동 부스터 없음) 연료 유량은 대부분의 폐쇄 시험에 대해 최대 압력(Pmax) 미만에서 잘 유지된다. 그래프(700c)에 의해 도시된 바와 같이, 각각의 압력 센서(PNS/PNA)에 대한 유량은 양자의 압력 센서(PNS/PNA)의 압력이 원(768)으로 표시된 바와 같이 최대 압력(Pmax)에 접근함에 따라 폐쇄 시험의 일부에 대해 일치한다.
실시예 5 - 연료 부스트가 있는 폐쇄 시험 - PNA 비교
이러한 실시예에서, 폐쇄 시험은, 연료 부스트가 없는 도 7a의 폐쇄 시험과 비교하여, 유동 부스터(107)가 작동되는 재급유 시스템에 대해 수행된다. 폐쇄 시험은 연료 탱크로부터 연료 회로를 통해 시험 장비로 연료를 전달하고, 도 5a-6c의 폐쇄 시험에서와 같이 시험 밸브를 폐쇄하는 것을 수반한다. 이러한 버전에서, 약 30초 동안 유체 압력(Pfluid)을 조절하여 유동 부스트를 제공한다. 이러한 압력 조절은 도 2a에 도시된 바와 같이 연료 회로 내로의 연료 유량(Qfuel)을 가변(예를 들어, 부스팅)시키는 데 사용된다. 이러한 폐쇄 시험 동안, 최대 압력(Pmax)은 50 psi(3.52 Kg/cm2)이고, 센서(PNS, Pintake, Pplane, PNA, Pfluid, 및 Qfuel)의 각각으로부터 측정 값이 수집된다.
도 8a-8b는 유동 부스터가 작동되는 폐쇄 시험 동안 얻은 측정 값을 나타낸 그래프(800a-b)이다. 그래프(800a)는 PNS, Pintake, Pplane, PNA, Pfluid, 및 Qfuel 센서의 각각으로부터 수집된 측정 값에 대한 압력(P)(Y1) 및 유량(Q)(Y2) 대 시간을 나타내고 있다. 원(870a,b)으로 표시된 바와 같이, 유동 부스터는 시간(t=0.4)에서 작동되어 압력(Pfluid)을 약 100 psi(7.03 Kg/cm2)에서 약 80 psi(5.63 Kg/cm2)로 감소시키고, 시간(t=0.6)에서 작동되어 압력(Pfluid)을 80 psi(5.63 Kg/cm2)에서 60 psi(4.22 Kg/cm2)로 감소시킨다. 이는 결과적으로 각각의 PNS, Pintake, Pplane, PNA, Pfluid, 및 Qfuel 센서에 의해 측정된 압력을 제어할 수 있음을 나타낸다. 그래프(800a)에 의해 도시된 바와 같이, 가압 유체(Pfluid)는 재급유 시스템의 다른 압력뿐만 아니라 실제 노즐 압력(PNA)을 제어하기 위해 유동 부스트를 제공하는 데 사용될 수 있다. 이러한 제어는 Pmax 미만으로 PNA를 유지시키는 데 사용될 수 있다.
그래프(800b)는 유동 부스터 라인(800a')을 생성하기 위해 도 8a의 폐쇄 시험 동안 얻은 측정 값을 사용하여 유량(Q)(Y 축) 대 PNA(X 축)를 나타내고 있다. 또한, 그래프(800b)는 비교를 위해 도 7의 700a의 그래프를 도시하고 있다. 점선 삼각형(872)으로 표시된 바와 같이, 가압된 부스트가 있는 연료의 유량은 유량(Qfuel)을 50 psi(3.52 Kg/cm2)의 최대 압력(Pmax)에 더 가까운 비율로 증가시킨다. 또한, 그래프(800b)는 유동 부스트(800a')에 대한 PNA가 50%의 시간 초과 동안 80%의 R1의 범위 내에 있지만, 그래프(700a)의 유동 부스트가 없는 PNA는 10%의 시간 미만 동안 범위 R1 내에 있는 것을 나타내고 있다.
그래프(800a,b)는 유동 부스트가 실제 노즐 압력(PNA)을 증가시키는 데 그리고/또는 연료 흐름(Pfuel)을 조작하는 데 사용될 수 있음을 나타내고 있다. 또한, 이러한 그래프(800b)는 유동 부스트가 항공기 내로의 유량(Qfuel)을 증가시켜 항공기의 연료 탱크를 채우는 시간을 감소시킴을 나타내고 있다. 유동 부스터를 사용하여 증가된 유량(Qfuel)은 연료 회로에 압력을 제공하여, 그래프(800a,b)에 의해 나타낸 바와 같이 급유 중에 일어날 수 있는 배압을 보상할 수 있다.
그래프에 기초하여, 계산 결과는 부스트 없이 약 25 psi(1.76 Kg/cm2)의 배압에서 800 리터/분으로 5분 동안의 흐름은 약 4000 리터(1056.69 갤런)의 증가를 발생시킨다는 것을 보여준다. 도 8a 및 8b의 유동 부스터를 사용하면, 25 psi(1.76 Kg/cm2)의 배압에서, 분당 약 280 갤런(1059.91 리터)의 흐름이 있고, 분당 280갤런(1059.91 리터)에서 1058 갤런(4004.96 리터)의 용적은 약 3.78분 내에 채워진다. 3.78분은 급유 사이클 전체에 걸쳐 유동 부스터를 사용한 경우에 급유 시간의 약 25% 감소이다.
실시예 6 - 연료 부스트가 있는 폐쇄 시험 - PSA 비교
이러한 실시예는, 유동 부스터가 작동된 상태에서 유체 압력(Pfluid)을 단일 조절하고 그 결과를 유동 부스트가 없는 도 7b의 시뮬레이션된 노즐 압력(PNS)과 비교함으로써 이러한 버전의 유동 부스트가 수행된다는 점을 제외하고는, 실시예 5와 동일하다. 또한, 이러한 실시예 5는 시뮬레이션된 노즐 압력(PNS)을 최대 압력(Pmax) 미만으로 유지하면서 유동 부스트의 사용을 나타내고 있다.
도 9a-9c는 유동 부스터가 작동되는 폐쇄 시험 동안 얻은 측정 값을 나타낸 그래프(900a-c)이다. 그래프(900a)는 PNS, Pintake, Pplane, PNA, Pfluid, 및 Qfuel 센서의 각각으로부터 수집된 측정 값에 대한 압력(P)(Y1) 및 유량(Q)(Y2) 대 시간을 나타내고 있다. 원(970)으로 표시된 바와 같이, 유동 부스터는 시간(t=0.4)에서 작동되어 압력(Pfluid)을 75 psi(5.27 Kg/cm2)에서 60 psi(4.22 Kg/cm2)로 감소시킨다.
그래프(900a)에 의해 도시된 바와 같이, 가압 유체(Pfluid)는 재급유 시스템의 다른 압력뿐만 아니라 시뮬레이션된 노즐 압력(PNS)을 증가시키기 위해 그리고/또는 연료의 흐름(Pfuel)을 조작하기 위해 유동 부스트를 제공하는 데 사용될 수 있다. 이러한 유동 부스트는 결과적으로 각각의 PNS, Pintake, Pplane, PNA, Pfluid, 및 Qfuel 센서에 의해 측정된 압력 및 연료 압력이 최대 압력(Pmax) 초과로부터의 증가에 대응한다.
그래프(900b)는 유동 부스터 라인(900a')을 생성하기 위해 도 9a의 그래프(900a)에 도시된 폐쇄 시험 동안 얻은 측정 값을 사용하여 유량(Q)(Y 축) 대 PNS(X 축)를 나타내고 있다. 또한, 그래프(900b)는 비교를 위해 700b의 그래프를 도시하고 있다. 점선 원(972a)으로 표시된 바와 같이, 가압된 부스트가 있는 연료의 유량은 유량(Qfuel)을 50 psi(3.52 Kg/cm2)의 최대 압력(Pmax)에 더 가까운 비율로 증가시킨다. 또한, 이러한 그래프(900b)는 최대 압력(Pmax) 미만으로 연료 압력을 유지하면서 유동 부스트가 항공기 내로의 유량을 증가시켜 항공기의 연료 탱크를 채우는 시간을 감소시킴을 나타내고 있다. 또한, 그래프(900b)는 유동 부스트(900a')에 대한 PNS가 약 100%의 시간 동안 60%의 R2의 범위 내에 있으며 PNA는 약 90%의 시간 동안 R2 내에 있지만, 그래프(700b)의 유동 부스트가 없는 PNA는 약 30%의 시간 미만 동안 범위 R2 내에 있는 것을 나타내고 있다.
그래프(900c)는 도 8a의 라인(800a') 및 도 9a의 라인(900a')에 도시된 폐쇄 시험 동안 얻은 측정 값을 사용하여 유량(Y 축) 대 PNS/PNA(X 축)을 나타내고 있다. 또한, 그래프(900b)는 비교를 위해 700a'의 그래프를 도시하고 있다. 그래프(700a')는 도 7의 그래프(700a)에서 평균 점수이다. 점선 평행사변형(972b)으로 표시된 바와 같이, 가압된 부스트가 있는 연료의 유량은 유량(Qfuel)을 시뮬레이션 및 실제 노즐 압력(PNS/PNA)으로부터 50 psi(3.52 Kg/cm2)의 최대 압력(Pmax)에 더 가까운 비율로 증가시킨다.
또한, 그래프(900b)는 유동 부스트(800a' 및 1000a')에 대한 PNA가 약 70%의 시간 동안 60%의 R3의 범위 내에 있지만, 그래프(700b)의 유동 부스트가 없는 PNA는 약 10%의 시간 미만 동안 범위 R3 내에 있는 것을 나타내고 있다. 또한, 이러한 그래프(900c)는 PNS 대 PNA를 모니터링하면서 유동 부스터 성능의 차이를 보여준다.
실시예 7 - 45 psi(3.16 Kg/cm2) 노즐을 갖춘 폐쇄 시험 - PNS 및 PSA 비교
이는 45 psi(3.16 Kg/cm2) 및 80 psi(5.63 Kg/cm2) 유체 압력에서 다른 노즐을 사용하여 부스트 없이 수행된다는 점을 제외하고는, 도 6a의 실시예 3과 유사한 폐쇄 시험이다. 도 10a-10b는 유동 부스터가 일정한 압력에서 작동되지 않는 폐쇄 시험 동안 얻은 측정 값을 나타낸 그래프(1000a-b)이다. 그래프(1000a)는 PNS, Pintake, Pplane, PNA, Pfluid, 및 Qfuel 센서의 각각으로부터 수집된 측정 값에 대한 압력(P)(Y1) 및 유량(Q)(Y2) 대 시간을 나타내고 있다.
그래프(1000a)에 의해 도시된 바와 같이, 80 psi(5.63 Kg/cm2)에서 일정하게 증가된 유체 압력(Pfluid)은 일정한 부스트를 제공하여, 45 psi(3.16 Kg/cm2)에서 정합 노즐은 최대 압력(Pmax) 미만에서 압력을 유지하도록 제어를 제공한다. 그래프(1000a)는 표준 공기 압력 설정 초과의 이러한 일정한 유동 부스트가 시뮬레이션된 노즐 압력(PNS) 및/또는 연료의 흐름(Pfuel)을 최대 압력(Pmax) 근처에서 유지시키는 데 사용될 수 있음을 나타내고 있다.
그래프(1000b)는 유동 부스터 라인(1000a')을 생성하기 위해 도 10a의 그래프(1000a)에 도시된 폐쇄 시험 동안 얻은 측정 값을 사용하여 유량(Q)(Y 축) 대 PNS(X 축)를 나타내고 있다. 또한, 그래프(1000b)는 비교를 위해 도 7의 그래프(700a) 및 도 8의 그래프(800a')를 도시하고 있다. 그래프에 의해 나타낸 바와 같이, 유동 부스터는 작동 동안 유량(Qfuel)을 증가시키는 데 그리고/또는 압력(PNS/PNA)을 최대 압력(Pmax) 미만으로 유지시키는데 사용될 수 있다.
도 11은 항공기 내로의 연료 흐름을 최적화하는 방법(1100)을 나타낸 흐름도이다. 본 방법은 1180 - 연료 공급원을 연료 흡입구를 통해 급유 유닛의 연료 회로에 유동적으로 연결하는 단계 및 1182 - 연료 회로를 노즐을 갖는 호스를 통해 항공기에 유동적으로 연결하는 단계를 포함한다. 급유 유닛은 연료 회로, 유동 부스터, 및 호스를 포함한다. 본 방법은 1186 - 연료 공급원으로부터 (연료 흡입구를 통해) 연료 회로 내로 및 연료 회로로부터 (호스를 통해) 항공기 내로 연료를 전달하는 단계, 1188 - 전달 단계 동안 연료의 유체 파라미터(예를 들어, Qfuel, PNS, PNA)를 측정하는 단계, 및 1190 - 전달 단계 동안 그리고 측정 단계에 기초하여, 연료 힘에 대해 튜닝 힘을 선택적으로 가함으로써 항공기 내로의 연료 흐름을 선택적으로 부스팅해서 연료 흡입구(예를 들어, 흡기 커플러/인라인 압력 제어 밸브)의 치수를 가변시키는 단계를 계속한다.
선택적 부스팅 단계는 전달 단계 동안 연료의 압력을 최대 압력 미만으로 유지시키는 단계, 전달 단계 동안 연료의 압력을 최대 압력의 범위 내에서 유지시키는 단계, 연료 힘(예를 들어, PNA/PNS)을 극복하도록 튜닝 힘(예를 들어, Pfluid)을 선택적으로 증가시키는 단계, 전달 단계 동안 연료 흡입구에 튜닝 힘(Pfluid)을 지속적으로 가하는 단계로서, 부스트 힘(예를 들어, 유체 압력, 솔레노이드 신호)은 연료 흡입구의 연료 힘(PNA/PNS)에 대항해서 가해지는 단계, 및/또는 흡기 튜너를 트리거링하여 튜닝 힘을 가변시키는 단계를 포함할 수 있다.
이러한 방법 및 다른 방법이 수행될 수 있다. 본 방법의 일부 또는 전부는 임의의 순서로 수행될 수 있고/있거나 필요에 따라 조합될 수 있다.
구현예가 다양한 실행 및 이용을 참조하여 설명되었지만, 이러한 구현예는 예시적인 것이며 본 기술요지의 범위는 이에 제한되지 않는 것으로 이해될 것이다. 여러 변형, 수정, 추가, 및 개선이 가능하다. 예를 들어, 본원에 제공된 하나 이상의 특징의 다양한 조합이 사용될 수 있다.
복수의 예시는 본원에서 기술된 구성요소, 작동, 또는 구조에 대해 단일 예시로 제공될 수 있다. 일반적으로, 예시적인 구성에서 별도의 구성요소로 제시된 구조 및 기능은 결합된 구조 또는 구성요소로서 구현될 수 있다. 유사하게, 단일 구성요소로서 제시된 구조 및 기능은 별도의 구성요소로서 구현될 수 있다. 이들 및 다른 변형, 수정, 추가, 및 개선은 본 기술요지의 범위 내에 속할 수 있다.
위의 설명 및 첨부 도면이 본원의 청구범위(들)의 범위 내에 있지 않은 임의의 추가적인 기술요지를 개시하는 한, 본 발명은 공개에 전용되지 않고 이러한 추가 발명을 청구하기 위한 하나 이상의 출원을 제출할 권리는 보유된다. 매우 좁은 청구범위가 본원에 제시될 수 있지만, 본 발명의 범위는 청구범위(들)에 의해 제시된 것보다 훨씬 광범위하다는 것을 인식해야 한다. 더 넓은 청구범위는 본 출원에서 우선권의 이익을 청구하는 출원서에 제출될 수 있다.
복수의 예시는 본원에서 기술된 구성요소, 작동, 또는 구조에 대해 단일 예시로 제공될 수 있다. 일반적으로, 예시적인 구성에서 별도의 구성요소로 제시된 구조 및 기능은 결합된 구조 또는 구성요소로서 구현될 수 있다. 유사하게, 단일 구성요소로서 제시된 구조 및 기능은 별도의 구성요소로서 구현될 수 있다. 이들 및 다른 변형, 수정, 추가, 및 개선은 본 기술요지의 범위 내에 속할 수 있다.

Claims (15)

  1. 연료 회로를 포함하는 재급유 유닛을 통해 항공기 내로 전달되는 연료의 흐름을 최적화하기 위한 유동 부스터로서,
    상기 연료 회로에 유동적으로 결합된 연료 흡입구로서, 상기 연료 흡입구는 하우징 및 피스톤을 포함하고, 상기 피스톤은 가변 연료 입구를 한정하여 상기 연료를 상기 가변 연료 입구를 통해 상기 연료 회로 내로 수용하도록 상기 하우징 내에서 슬라이딩식으로 이동 가능한 피스톤 헤드를 포함하고, 상기 연료는 상기 피스톤에 가해지는 연료 힘을 갖는, 연료 흡입구;
    상기 연료 흡입구에 작동 가능하게 연결되며, 상기 연료 힘에 대해 상기 피스톤에 가해지는 튜닝 힘을 갖는 흡기 튜너;
    상기 흡기 튜너에 의해 가해지는 상기 튜닝 힘을 선택적으로 가변시키기 위해 상기 흡기 튜너에 결합된 트리거; 및
    상기 재급유 유닛 주위에 위치된 센서에 결합되어 그로부터 연료 측정 값을 수신하기 위한 유동 조절기를 포함하되, 상기 유동 조절기는 상기 연료 측정 값에 응답하여 상기 트리거를 선택적으로 작동시키도록 상기 트리거에 작동 가능하게 연결되어 상기 항공기 내로의 상기 연료의 흐름은 재급유 동안 연속적으로 조절 가능한, 연료 회로를 포함하는 재급유 유닛을 통해 항공기 내로 전달되는 연료의 흐름을 최적화하기 위한 유동 부스터.
  2. 제1항에 있어서, 상기 피스톤은, 상기 튜닝 힘이 상기 연료 힘을 초과할 때 상기 연료 입구의 완전 폐쇄 위치를 향해, 그리고 상기 연료 힘이 상기 튜닝 힘을 초과할 때 상기 연료 입구의 완전 개방 위치를 향해 가압되는, 유동 부스터.
  3. 제1항에 있어서, 상기 연료 힘은 상기 연료 입구, 상기 연료 회로, 상기 항공기, 및 이들의 조합 중 하나에서 상기 연료의 연료 압력에 의해 한정되는, 유동 부스터.
  4. 제1항에 있어서, 상기 흡기 튜너는 가압 유체를 갖는 가압 유체 공급원을 포함하는, 유동 부스터.
  5. 제4항에 있어서, 상기 연료 힘은 상기 피스톤의 연료측에 가해지는 상기 연료의 연료 압력을 포함하고, 상기 튜닝 힘은 상기 피스톤의 유체측에 가해지는 상기 가압 유체의 유체 압력을 포함하는, 유동 부스터.
  6. 제5항에 있어서, 상기 피스톤은 피스톤 로드에 의해 상기 피스톤 헤드에 연결되며 그와 함께 이동 가능한 피스톤 테일을 더 포함하고, 상기 피스톤 테일은 그의 대향측 상에 상기 연료측 및 상기 유체측을 가지며, 상기 피스톤 테일은 상기 하우징 내의 피스톤 챔버를 상기 피스톤 테일의 연료측 상의 연료 챔버 및 상기 피스톤 테일의 유체측 상의 유체 챔버로 분리하고, 상기 연료 챔버는 상기 연료와 유체 연통하고 상기 유체 챔버는 상기 가압 유체와 유체 연통하는, 유동 부스터.
  7. 제1항에 있어서, 상기 흡기 튜너는 상기 피스톤에 작동 가능하게 연결되는 모터를 포함하고, 상기 튜닝 힘은 상기 모터의 구동력에 의해 한정되는, 유동 부스터.
  8. 제1항에 있어서, 상기 트리거는 구동기, 솔레노이드, 밸브, 및 이들의 조합 중 하나를 포함하는, 유동 부스터.
  9. 제1항에 있어서, 상기 연료 측정 값은 연료 압력을 포함하고, 상기 유동 조절기는 상기 트리거의 작동을 위한 최소 트리거 수준을 갖고, 상기 최소 트리거 수준은 기정된 최대 연료 압력의 75%의 연료 압력에 대응하는, 유동 부스터 .
  10. 항공기 내로 전달되는 연료의 흐름을 최적화하기 위한 재급유 시스템으로서,
    연료 공급원;
    상기 연료 공급원 및 상기 항공기와 선택적으로 유체 연통하는 연료 회로를 포함하는 재급유 유닛; 및
    유동 부스터를 포함하되, 상기 유동 부스터는
    상기 연료 회로에 유동적으로 결합된 연료 흡입구로서, 상기 연료 흡입구는 하우징 및 피스톤을 포함하고, 상기 피스톤은 가변 연료 입구를 한정하여 상기 연료를 상기 가변 연료 입구를 통해 상기 연료 회로 내로 수용하도록 상기 하우징 내에서 슬라이딩식으로 이동 가능한 피스톤 헤드를 포함하고, 상기 연료는 상기 피스톤에 가해지는 연료 힘을 갖는, 연료 흡입구;
    상기 연료 흡입구에 작동 가능하게 연결되며, 상기 연료 힘에 대해 상기 피스톤에 가해지는 튜닝 힘을 갖는 흡기 튜너;
    상기 흡기 튜너에 의해 가해지는 상기 튜닝 힘을 선택적으로 가변시키기 위해 상기 흡기 튜너에 결합된 트리거; 및
    상기 재급유 유닛 주위에 위치된 센서에 결합되어 그로부터 연료 측정 값을 수신하기 위한 유동 조절기를 포함하되, 상기 유동 조절기는 상기 연료 측정 값에 응답하여 상기 트리거를 선택적으로 작동시키도록 상기 트리거에 작동 가능하게 연결되어 상기 항공기 내로의 상기 연료의 흐름은 재급유 동안 연속적으로 조절 가능한, 항공기 내로 전달되는 연료의 흐름을 최적화하기 위한 재급유 시스템.
  11. 제10항에 있어서, 상기 센서는 유체 압력(Pfluid) 센서, 연료 압력(Pfuel) 센서, 흡기 압력(Pintake) 센서, 연료 유량(Qfuel) 센서, 시뮬레이션된 노즐 압력(PNS) 센서, 실제 노즐 압력(PNA) 센서, 및 상기 항공기에서의 배압(Pplane) 센서를 포함하는, 재급유 시스템.
  12. 항공기 내로의 연료의 흐름을 최적화하는 방법으로서,
    상기 연료를 연료 흡입구를 통해 연료 회로 내로 그리고 상기 연료 회로로부터 상기 항공기 내로 전달하는 단계;
    상기 연료 흡입구의 연료 입구에 피스톤을 슬라이딩식으로 위치시키고 상기 연료의 연료 힘을 상기 피스톤에 가함으로써 상기 연료 입구의 치수를 한정하는 단계;
    상기 전달 단계 동안 상기 연료의 연료 파라미터를 측정하는 단계; 및
    상기 전달 단계 동안 그리고 상기 측정 단계에 기초하여, 상기 연료 힘에 대해 튜닝 힘을 선택적으로 가하여 상기 연료 흡입구의 연료 입구의 치수를 가변시키도록 상기 항공기 내로의 상기 연료의 흐름을 선택적으로 부스팅하는 단계를 포함하는, 항공기 내로의 연료의 흐름을 최적화하는 방법.
  13. 제12항에 있어서, 상기 선택적 부스팅 단계는 상기 전달 단계 동안 상기 연료의 압력을 최대 압력 미만으로 유지시키는 단계를 포함하는, 방법.
  14. 제12항에 있어서, 상기 선택적 부스팅 단계는 상기 연료 힘을 극복하도록 상기 튜닝 힘을 선택적으로 증가시키는 단계를 포함하는, 방법.
  15. 제12항에 있어서, 상기 연료 파라미터는 상기 연료의 연료 압력을 포함하고, 상기 선택적 부스팅 단계는 상기 전달의 50% 초과 동안 상기 연료 압력을 기정된 최대 압력의 75% 내에서 유지시키는 단계를 포함하는, 방법.
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