RU2640265C2 - Система инертирования топливного бака летательного аппарата - Google Patents

Система инертирования топливного бака летательного аппарата Download PDF

Info

Publication number
RU2640265C2
RU2640265C2 RU2014148346A RU2014148346A RU2640265C2 RU 2640265 C2 RU2640265 C2 RU 2640265C2 RU 2014148346 A RU2014148346 A RU 2014148346A RU 2014148346 A RU2014148346 A RU 2014148346A RU 2640265 C2 RU2640265 C2 RU 2640265C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
fuel tank
nea
ventilation
ventilation duct
mixture
Prior art date
Application number
RU2014148346A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2014148346A (ru
Inventor
Доминик ЭШТОН
Джон ВУД
Джон Фостер
Original Assignee
Итон Лимитед
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 Итон Лимитед filed Critical Итон Лимитед
Publication of RU2014148346A publication Critical patent/RU2014148346A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2640265C2 publication Critical patent/RU2640265C2/ru

Links

Images

Classifications

    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64DEQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D37/00Arrangements in connection with fuel supply for power plant
    • B64D37/32Safety measures not otherwise provided for, e.g. preventing explosive conditions
    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64CAEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00Wings
    • B64C3/34Tanks constructed integrally with wings, e.g. for fuel or water
    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64DEQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D37/00Arrangements in connection with fuel supply for power plant
    • B64D37/02Tanks
    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64DEQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D37/00Arrangements in connection with fuel supply for power plant
    • B64D37/02Tanks
    • B64D37/06Constructional adaptations thereof
    • B64D37/08Internal partitioning
    • YGENERAL 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
    • Y02TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02TCLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00Aeronautics or air transport
    • Y02T50/40Weight reduction
    • YGENERAL 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
    • Y10TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10TTECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T137/00Fluid handling
    • Y10T137/0318Processes
    • Y10T137/0324With control of flow by a condition or characteristic of a fluid
    • Y10T137/0379By fluid pressure
    • YGENERAL 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
    • Y10TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10TTECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T137/00Fluid handling
    • Y10T137/2931Diverse fluid containing pressure systems
    • Y10T137/3115Gas pressure storage over or displacement of liquid
    • Y10T137/3127With gas maintenance or application
    • Y10T137/313Gas carried by or evolved from liquid
    • Y10T137/3133Gas injectors

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Cooling, Air Intake And Gas Exhaust, And Fuel Tank Arrangements In Propulsion Units (AREA)
  • Self-Closing Valves And Venting Or Aerating Valves (AREA)
  • Loading And Unloading Of Fuel Tanks Or Ships (AREA)
  • Filling Or Discharging Of Gas Storage Vessels (AREA)

Abstract

Изобретение относится к системам топливного бака летательного аппарата. Система топливного бака летательного аппарата содержит по меньшей мере один топливный бак (20), содержащий множество соединенных между собой отсеков, отверстие, выполненное с возможностью обеспечения ввода атмосферного воздуха. Отверстие содержит вентиляционный канал (42), соединяющий каждый из соединённых между собой отсеков, и вентиляционную коробку (34), соединённую с вентиляционным каналом (42). Вентиляционная коробка (34) принимает вводимый атмосферный воздух и источник обогащённого азотом воздуха (NEA), соединённый с вентиляционной коробкой (34) и выполненный с возможностью подачи NEA в вентиляционную коробку (34) таким образом, чтобы смешивать NEA с вводимым атмосферным воздухом, таким образом, чтобы обеспечивать смесь NEA/вводимого атмосферного воздуха. Изобретение снижает воспламеняемость смеси газа и топливных паров. 5 н. и 17 з.п. ф-лы, 11 ил.

Description

Данное изобретение относится к системам топливного бака летательного аппарата и к способам инертирования топливных баков летательного аппарата.
Нормативные документы требуют, чтобы топливные баки гражданских летательных аппаратов были инертированы, то есть чтобы опасность воспламенения, относящаяся к топливному баку, была уменьшена путем поддержания концентрации кислорода ниже заданного предела - обычно 11,9% для скорости горения кислорода по объему на уровне моря, но может меняться от 9% до 12%. Следует понимать, что требуется, чтобы приток газа в топливный бак летательного аппарата был равен объему топлива, выходящему из бака, и также требуется поддерживать разность давлений в баке в пределах конструктивных ограничений во время снижения летательного аппарата. Поэтому массовый расход топлива, требуемый во время снижения, относительно высок, поскольку требуется существенная масса для создания давления внутри бака.
Летательные аппараты оснащены системами, которые снижают воспламеняемость смеси газа и топливных паров, которые присутствуют в пространстве (незаполненной части топливного бака) над жидким топливом внутри бака. Средство снижения воспламеняемости предназначено для замены воздуха внутри незаполненного топливом пространства внутри бака воздухом, обогащенным азотом (NEA), в котором концентрация азота больше, чем в окружающем воздухе, и концентрация кислорода снижена.
Предпочтительный тип системы представляет собой систему типа «непрерывного потока» в отличие от системы с накоплением газа. В системах типа непрерывного потока NEA генерирует по запросу, используя устройство разделения воздуха. В системах с накоплением газа азот или NEA содержаться в накопительных резервуарах в виде сжатого газа или с использованием физического поглощения в среде.
Системы типа непрерывного потока являются более легкими и менее сложными, чем системы класса с накоплением газа. Размер системы непрерывного потока может быть сведен к минимуму в результате заполнения топливных баков NEA, имеющим низкую концентрацию кислорода, перед периодом снижения или быстрого снижения и подачи достаточного количества NEA в баки, для обеспечения того, что средний объем концентрации кислорода в конце снижения будет меньше, чем заданный предел. Проблема состоит в том, что такие условия, связанные с размерами, состоят в том, что в случае, когда поток NEA недостаточен для предотвращения притока воздуха, воздух попадает в бак через один или более вентиляционных клапанов (обычно два на бак). В результате этого в зонах рядом с вентиляционным портом или клапаном концентрация кислорода становится больше, чем предварительно установленный предел, в результате чего формируется «карман» воспламенения. Такой карман проявляет тенденцию концентрации из-за нервюр крыла, или любой внутренней структуры, или перегородок, или объемной средней концентрации.
Поэтому существует потребность в разработке системы инертирования топливного бака летательного аппарата, которая позволяет преодолеть или уменьшить по меньшей мере некоторые из недостатков существующих систем.
В соответствии с одним аспектом изобретения предусмотрена система топливного бака летательного аппарата, содержащая по меньшей мере один топливный бак, содержащий множество соединенных между собой отсеков и отверстие, выполненное с возможностью обеспечения ввода атмосферного воздуха, причем система выполнена с возможностью непосредственного направления вводимого воздуха вдоль вентиляционного канала, причем канал выполнен с возможностью подачи вводимого воздуха по существу в каждый из соединенных между собой отсеков.
Предпочтительно в соответствии с этим аспектом изобретения вводимый воздух может быть эффективно распределен по незаполненному объему топливного бака, в результате чего образуются меньшие карманы с повышенным уровнем кислорода, которые относительно быстро смешиваются с газами, находящимися в незаполненном объеме, таким образом снижая риск. Это может рассматриваться как отличие от известных систем.
Одна такая система показана на фиг. 1. На фиг. 1 показан топливный бак 20, который разделен на соединенные между собой отсеки нервюрами крыла и/или перегородками 22 топливного бака. Топливный бак также включает в себя канал 28 для подачи по нему воздуха, обогащенного азотом. Вентиляция с внешней атмосферой происходит через вентиляционную коробку 34 и распределительный вентиляционный канал 36, который ведет к выпускному клапану 38, который расположен в топливном баке. Обычно при вводе в области вентиляционного клапана может образоваться объем газа 21, обогащенного кислородом. Это может превысить заданный предел концентрации кислорода, представляя угрозу для летательного аппарата в течение некоторого времени, пока кислород не рассеется по незаполненному объему.
Другая подобная система представляет собой систему для смешивания вводимого газа с NEA уже в незаполненном пространстве топливного бака благодаря использованию струйного насоса или эжектора, вторичный поток которого выполнен с возможностью захвата поступающего вводимого газа. Недостаток такой конфигурации состоит в том, что зона между входным отверстием поплавкового вентилирующего клапана и всасывающим отверстием струйного насоса и зона на выходе струйного насоса являются в общем огнеопасными и имеют неуправляемую магнитуду.
В одном аспекте изобретения приток вводимого воздуха в инертный топливный бак летательного аппарата может распределяться с использованием поплавкового клапана для направления поступающего воздуха в структуру топливного бака таким образом, что она направляется «стрингерами», которые образуют конструкцию крыла между нервюрами, или эквивалентной конструкцией, или трубками в топливном баке и равномерно смешивается. Эффективное смешивание притока вводимого воздуха снижает требования к системе инертирования топливного бака.
В одном аспекте немодифицированный, обычный поплавковый клапан, который можно приобрести у заявителя, используется в сочетании с пластиной адаптера, которая позволяет комбинировать его и позволяет ему взаимодействовать с конструкцией или трубопроводом согласно вариантам осуществления изобретения.
Изобретение обеспечивает недорогостоящий способ увеличения возможностей инертирования топливной системы летательного аппарата. Она может быть удобно установлена и может уменьшить нагрузку, прикладываемую к системе NEA, позволяя применять систему NEA с пониженной производительностью, что снижает затраты и вес.
Изобретение может быть выполнено различными способами, и варианты его осуществления будут описаны ниже только в качестве примера со ссылкой на сопровождающие чертежи, на которых:
на фиг. 1 схематично показан вид системы инертирования топливного бака летательного аппарата из уровня техники;
на фиг. 2 схематично показан вид системы инертирования топливного бака летательного аппарата в соответствии с первым вариантом осуществления изобретения;
на фиг. 3 схематично показан вид системы инертирования топливного бака летательного аппарата в соответствии со вторым вариантом осуществления изобретения;
на фиг. 4 схематично иллюстрируется третий вариант осуществления изобретения;
на фиг. 5 иллюстрируется вентиляционный клапан и вентиляционный канал в соответствии с первым и вторым вариантами осуществления изобретения;
на фиг. 6 иллюстрируется альтернативная конфигурация вентиляционного клапана и узла вентиляционного канала для использования с первым и вторым вариантами осуществления изобретения;
на фиг. 7a и 7b схематично иллюстрируются виды в разрезе узлов стрингера для использования в первом или втором вариантах осуществления;
на фиг. 8 иллюстрируется потеря энергии вводимого воздуха, направляемого непосредственно на обшивку крыла;
на фиг. 9 и 10 иллюстрируются дефлекторы, которые могут быть применены в вариантах осуществления изобретения для направления вводимого воздуха вдоль длины вентиляционного канала.
На фиг. 2 показан вариант осуществления настоящего изобретения. В этом варианте осуществления схематично показан топливный бак 20. Топливный бак разделен на соединенные между собой отсеки (или объемы), разделенные нервюрами крыла и/или перегородками 22 бака. Топливный бак имеет верхнюю поверхность 24 и нижнюю поверхность 26. Верхняя поверхность 24 и нижняя поверхность 26 могут представлять собой соответственно верхнюю поверхность и нижнюю поверхность крыла летательного аппарата. Топливный бак также включает в себя канал 28 NEA. Источник NEA может представлять собой любое соответствующей формы устройство разделения воздуха, в котором обычно воплощена технология мембраны с полым волокном. Топливный бак 10 летательного аппарата соединен с источником NEA через клапан управления (не показан). Термин «обогащенный азотом воздух» или NEA используется в данном описании для обозначения воздуха, который прошел через устройство разделения воздуха, включающее в себя средство разделения, предназначенное для повышения содержания азота в воздухе при соизмеримом уменьшении содержания кислорода. NEA пропускают через канал 28 во время работы системы инертирования и он поступает через отверстие 30 в канале в основной объем топливного бака.
Бак вентилируется, соединяясь с внешней атмосферой. Вводимый воздух 32 проходит из внешней атмосферы через обычную вентиляционную коробку 34 и вентиляционный распределительный канал 36 до вентиляционного клапана 38, расположенного в топливном баке. Следует понимать, что такая же вентиляционная конфигурация может также использоваться для обеспечения вывода газа. В данном варианте осуществления вентиляционный клапан представляет собой обычный поплавковый клапан, который более подробно показан на фиг. 5 и 6. Вместо него могут использоваться другие соответствующие клапаны. В положении, показанном на чертеже, поплавковый клапан находится в открытом положении, обеспечивая соединение по текучей среде между вентиляционным распределительным каналом 36 и вентиляционным каналом 42. По мере того как уровень топлива достигает уровня плавучести поплавкового клапана, плавучесть поплавка побуждает клапан закрыть вентиляционный распределительный канал 36 в точке 40, герметизируя топливный бак от внешней атмосферы. Однако в некоторых вариантах осуществления управляемая утечка на границе перехода между вентиляционным клапаном и вентиляционным распределительным каналом 36 является приемлемой.
Вводимый воздух равномерно распределяется по топливному баку с помощью вентиляционного канала 42, подача газа в который обеспечивается вентиляционным клапаном. В этом варианте осуществления вентиляционный канал образован из стрингера или стрингеров крыла для формирования по существу закрытого трубопровода или трубы, примеры которых показаны на фиг. 7a и 7b. На фиг. 7a показан вид в поперечном сечении двух обычных “I” стрингеров 62 и 64 с «I-образным» поперечным сечением. Стрингеры 62 и 64 расположены рядом друг с другом и соединены с обшивкой 56 крыла летательного аппарата и закрывающей поверхностью 68 для формирования замкнутого объема 70 между ними. На фиг. 6b показан стрингер, сформированный в форме коробки в поперечном сечении, имеющий четыре стороны 72, которые замыкают объем 70.
Закрытые стрингеры включают в себя отверстия 48 (представлены на фиг. 2 и 3) на поверхности 68, 74 противоположной обшивке крыла. Отверстия 48 распределяют поступающий воздух в каждую зону, формируемую нервюрами крыла или перегородками таким образом, что объемная средняя концентрация кислорода в каждой зоне будет меньше, чем заданный предел. Распределение поступающего воздуха 50, которое может возникнуть в местах вентиляции при снижении, приводит к появлению множества относительно малых и локализованных объемов с повышенным содержанием кислорода. Это обеспечивает равномерное распределение и быстрое смешивание вводимого кислорода с NEA, присутствующим в незаполненном пространстве топливного бака, ограничивая любой риск воспламенения до короткого периода во время притока вентилирующего воздуха. Кроме того, это позволяет обеспечить, что в случае любого локального воспламенения кислородного кармана, из-за электрической неисправности или повреждения, вызванного ударом или другим средством, воспламенение не будет распространяться по топливному баку и ограничит возникшее в результате избыточное давление до величины меньшей, чем конструктивные возможности топливного бака.
В настоящем варианте осуществления вентиляционный канал 42 закрыт на обоих концах 44 и 46, количество и/или размер отверстий 48, сформированных в нем, установлены таким образом, что объем вводимого воздуха, входящего в основной объем топливного бака между каждой парой нервюр крыла и/или перегородками 22 бака, пропорционален объему между соответствующей парой нервюр крыла и/или перегородками 22 бака. В более общем случае характеристики потока отверстий 48 могут быть выбраны таким образом, что локализованные объемы с увеличенным содержанием 50 кислорода смешивали с существующим NEA в незаполненном пространстве топливного бака и возвращались до уровня меньше, чем заданный предел приблизительно с одинаковой скоростью, таким образом дополнительно ограничивая риск воспламенения.
В то время как в данном варианте осуществления вентиляционный канал 42 образован стрингером, в других вариантах осуществления лонжероны или другие придающие жесткость или несущие нагрузку конструкции могут использоваться в качестве альтернативы. В качестве альтернативы вентиляционный канал 42 может быть сформирован трубой или трубкой в топливном баке, которая не выполняет какую-либо другую функцию.
В то время как в данном варианте осуществления вентиляционный канал 42 расположен таким образом, что вводимый воздух подают через отверстия 48 в каждый из соединенных между собой отсеков между каждой парой нервюр крыла и/или перегородок 22 бака, в других вариантах осуществления это может изменяться. В других вариантах осуществления вводимый воздух может подаваться в большинство или более из отсеков, или в другие части от общего их числа.
На фиг. 3 показан второй вариант осуществления настоящего изобретения. Второй вариант осуществления аналогичен первому варианту осуществления. В этом и последующих вариантах осуществления одинаковые элементы не описаны дополнительно, и используются одинаковые номера ссылочных позиций. В этом варианте осуществления NEA смешивается с поступающим воздухом 32 в вентиляционной коробке 34 перед подачей в топливный бак, когда происходит ввод атмосферного воздуха. Когда не происходит ввод атмосферного воздуха, NEA может направляться непосредственно в бак под управлением системы управления (не показана). Предварительное смешение подаваемого внутрь вентилирующего воздуха с NEA увеличивает преимущество перед системой в первом варианте осуществления в том, что вводимый воздух 32 имеет более низкое содержание кислорода при подаче в топливный бак. Следовательно, требуется меньше времени для снижения содержания кислорода ниже заданного значения содержания кислорода в процессе смешения с газами, находящимися в незаполненном пространстве топливного бака, чем в других случаях.
На фиг. 4 показан третий вариант осуществления настоящего изобретения. Как можно видеть на чертеже, два стрингера 54 с “I”-образным сечением показаны соединенными с обшивкой 56 крыла. В отличие от первого и второго вариантов осуществления пространство между элементами 54a стрингеров оставлено открытым, как представлено на чертеже линией 57. Таким образом, по мере того как вводимый воздух 60 протекает вдоль длины стрингера, происходит смешивание вдоль плоскости поверхности 57 между поступающим внутрь вентилирующим воздухом 60 и другим газом, находящимся в незаполненном пространстве. Характеристики системы (такие как площадь сечения между стрингерами, длина стрингеров и скорость, и характеристики потока вводимого воздуха) будут определять максимальную длину узла стрингера, по которой может протекать вводимый воздух. Это, в свою очередь, влияет на степень, в которой вводимый воздух распределяется в незаполненном пространстве топливного бака и смешивается с его газами. В случае, когда максимальное расстояние недостаточно для удовлетворения требованиям, смешивающая поверхность 57 может быть сужена для уменьшения степени смешивания на единицу длины вентиляционного канала, таким образом увеличивая расстояние, которое проходит вводимый воздух вдоль вентиляционного канала. Это может быть достигнуто путем фиксации полоски материала на одном из элементов 54a и вдоль его длины. Преимущество сохранения открытого паза в узле вентиляционного канала состоит в том, что операции по механической обработке для формирования отверстия 48 на фиг. 2 могут быть исключены.
Рассмотрим теперь фиг. 5, где более подробно показан вентиляционный клапан 38 (обычный поплавковый клапан). Как обычно бывает при использовании таких клапанов, он имеет поплавковый участок 62 и уплотнительный участок 64, выполненный так, что они шарнирно поворачиваются как фиксированный узел вокруг шарнира 66. В показанном положении уплотнительный элемент закрывает клапан. Когда клапан открыт, он соединяет вентиляционный распределительный клапан 36 и вентиляционный канал 42 с каналом для потока воздуха в его литом алюминиевом корпусе 68.
Для обеспечения возможности соединения вентиляционного клапана 38 с вентиляционным каналом 42 может потребоваться пластина адаптера. Такой адаптер 70 показан на фиг. 6 и может быть изготовлен из формованного алюминия. Пластина адаптера обеспечивает возможность использования доступных на рынке готовых вентиляционных поплавковых клапанов. На пластине адаптера в случае необходимости может быть предусмотрен дефлектор или кожух 70a, который аэродинамически эффективно направляет поток вводимого газа вдоль канала с малыми потерями давления.
Поэтому в данных вариантах осуществления изобретения следует поднимать, что используется поплавковый клапан, выходное отверстие которого установлено внутри бака, через адаптер или без адаптера, и при этом канал установлен так, что по нему поступает и/или распределяется вводимый воздух в топливный бак. Такой подход может быть необходимым в системе, в которой требуется предотвратить потери топлива из топливного бака.
На фиг. 8 показан вид в продольном разрезе стрингера, такого как показан на фиг. 4. Следует понимать, что в системе по третьему варианту осуществления вводимый воздух направляется непосредственно на обшивку крыла (как показано стрелкой на чертеже), при этом теряется существенная часть кинетической энергии воздуха. В результате воздух 60 протекает на уменьшенное расстояние вдоль узла стрингера. Это, в свою очередь, может привести к тому, что вводимый воздух не будет адекватно распределен и смешан с газом в незаполненном пространстве.
На каждой из фиг. 9 и 10 схематично иллюстрируется дефлектор или кожух 76, который может быть прикреплен к вентиляционному клапану 38 (фиг. 9) или на вентиляционном канале 42 (фиг. 10) и используется для перенаправления вводимого воздуха вдоль длины вентиляционного канала 42, как представлено стрелками 78. Предпочтительно дефлектор 76 имеет такую форму, что он аэродинамически эффективно перенаправляет вводимый воздух. Таким образом, расстояние вдоль вентиляционного канала 42, по которому может протекать вводимый воздух, увеличивается, что улучшает распределение вдоль незаполненного пространства и смешивание с находящимся в нем газом.
При том, что настоящее изобретение было описано со ссылкой на конкретные варианты осуществления, специалисту в данной области техники будет понятно, что объем настоящего изобретения выходит за пределы этих описанных вариантов осуществления.
Например:
Первый или второй варианты осуществления могут быть модифицированы для получения альтернативной конфигурации, в которой используются меньшие вентилирующие клапаны в каждом из вентилирующих выходных отверстий, или отверстии 48, вдоль вентиляционного распределительного канала вместо одного вентиляционного клапана 38. Такое решение может обеспечить улучшенную избыточность. Однако оно может повысить вероятность скрытого отказа одного или более из множества малых вентиляционных клапанов.
Любой из предыдущих вариантов осуществления может быть модифицирован путем устранения вентиляционного клапана 38. Существует топливная система летательного аппарата, в которой вентиляционные отверстия не имеют поплавкового клапана (или другого эквивалентного клапана). Следует понимать, что настоящее изобретение в равной степени может применяться в таких системах, в частности в тех системах, в которых используется дефлектор или кожух, как описано выше, для эффективного направления потока вводимого газа вдоль канала с малыми потерями давления.
Любой из предыдущих вариантов осуществления может быть модифицирован путем направления NEA или другого инертирующего газа, такого как азот, через вентиляционный канал. Это позволяет устранить трубы или трубки, используемые при распределении NEA, такие как канал 28 NEA, показанный на фиг. 2, с соответствующим выигрышем по весу. В такой модифицированной системе NEA или другой инертирующий газ может поступать в вентиляционный канал либо перед или после вентиляционного клапана (если используется один клапан). В качестве альтернативы такой конфигурации может использоваться отдельная полость повышенного давления NEA, образованная каналом стрингера. Таким образом, NEA или другой инертирующий газ, такой как азот, может направляться по дополнительному каналу, образованному одним или более стрингерами или другой конструкцией, как описано в представленных выше вариантах осуществления. При такой конфигурации в топливном баке могут использоваться два или более каналов типа стрингера: один - для подачи NEA в топливный бак и другой - для подачи вводимого воздуха. При такой конфигурации поток NEA может быть отдельным от вентилирующего потока, что позволяет исключить предварительное смешение этих двух потоков газа. В качестве дополнительной альтернативы описанной выше компоновки NEA может направляться вдоль канала, который расположен внутри вентиляционного канала из стрингера, по которому поступает вентилирующий воздух (42). При такой компоновке и канал NEA может содержать отверстия, размещенные так, чтобы обеспечить правильное смешение NEA с поступающим внутрь вентилирующим воздухом. Такие отверстия могут быть направлены вверх или в направлении обшивки крыла, образуя часть кожуха топливного бака.
В еще одном дополнительном варианте осуществления изобретения может использоваться одиночный канал в виде стрингера в топливном баке или в летательном аппарате, причем этот канал в виде стрингера может быть расположен так, чтобы по нему поступал NEA, без ввода воздуха.

Claims (53)

1. Система топливного бака летательного аппарата, содержащая:
по меньшей мере один топливный бак, содержащий множество соединенных между собой отсеков;
отверстие, выполненное с возможностью обеспечения ввода атмосферного воздуха, причем отверстие содержит:
вентиляционный канал, соединяющий каждый из соединённых между собой отсеков; и
вентиляционную коробку, соединённую с вентиляционным каналом, причём вентиляционная коробка принимает вводимый атмосферный воздух, и
источник обогащённого азотом воздуха (NEA), соединённый с вентиляционной коробкой и выполненный с возможностью подачи NEA в вентиляционную коробку таким образом, чтобы смешивать NEA с вводимым атмосферным воздухом, таким образом, чтобы обеспечивать смесь NEA/вводимого атмосферного воздуха,
причём система выполнена с возможностью направления упомянутой смеси вдоль вентиляционного канала в соединённые между собой отсеки.
2. Система по п.1, причем система выполнена таким образом, что во время работы расход упомянутой смеси в каждый соответствующий один из соединённых между собой отсеков приблизительно пропорционален объему соответствующего одного из соединённых между собой отсеков.
3. Система по п.1, причем система выполнена таким образом, что во время работы расход упомянутой смеси в каждый соответствующий один из соединённых между собой отсеков регулируется таким образом, чтобы локализованные объемы с увеличенным содержанием кислорода в каждом одном из соединённых между собой отсеков возвращались до уровня менее предела концентрации кислорода приблизительно с одинаковой скоростью.
4. Система топливного бака летательного аппарата по любому из предыдущих пунктов, в которой вентиляционный канал образован из одного или более стрингеров или усилительного элемента по меньшей мере одного топливного бака или крыла летательного аппарата.
5. Система топливного бака летательного аппарата по п.4, в которой вентиляционный канал имеет по существу замкнутое сечение.
6. Система топливного бака летательного аппарата по п.4, в которой вентиляционный канал имеет по существу открытый канал, расположенный в продольном направлении вентиляционного канала, причём система выполнена таким образом, что во время работы упомянутая смесь смешивается с газами, находящимися в незаполненном пространстве, через упомянутый по существу открытый канал.
7. Система топливного бака летательного аппарата по п.1, дополнительно содержащая дефлектор потока воздуха, выполненный с возможностью направления потока упомянутой смеси вдоль длины канала.
8. Система топливного бака летательного аппарата по п.1, в которой упомянутая смесь покидает вентиляционный канал через множество выходных отверстий.
9. Система топливного бака летательного аппарата по п.1, дополнительно содержащая контроллер, реагирующий на входной сигнал, для направления NEA непосредственно в упомянутый по меньшей мере один топливный бак в течение периодов работы, когда не происходит ввод воздуха.
10. Система топливного бака летательного аппарата по п.1, дополнительно содержащая множество клапанов и множество отверстий, причем по существу каждый из клапанов выполнен с возможностью регулирования потока текучей среды через поднабор из множества отверстий.
11. Система топливного бака летательного аппарата по п.1, дополнительно содержащая клапан и множество отверстий, выполненных таким образом, что упомянутая смесь поступает через вентиляционный канал в соединённые между собой отсеки через упомянутые отверстия, причем клапан выполнен с возможностью регулирования потока текучей среды через множество отверстий.
12. Система топливного бака летательного аппарата по п.11, дополнительно содержащая пластину адаптера, выполненную с возможностью соединения клапана с вентиляционным каналом.
13. Система топливного бака летательного аппарата по п.12, в которой пластина адаптера дополнительно содержит дефлектор потока воздуха, выполненный с возможностью направления потока упомянутой смеси вдоль длины вентиляционного канала.
14. Способ работы системы инертирования топлива летательного аппарата, которая включает в себя топливный бак, имеющий множество соединенных между собой отсеков, причем способ содержит этапы, на которых:
вводят воздух вдоль отверстия, причём отверстие содержит:
вентиляционный канал, соединяющий каждый из соединённых между собой отсеков; и
вентиляционную коробку, соединённую с вентиляционным каналом, причём вентиляционная коробка принимает вводимый атмосферный воздух,
подают обогащённый азотом воздух (NEA) в вентиляционную коробку таким образом, чтобы смешивать NEA с вводимым атмосферным воздухом, таким образом, чтобы обеспечивать смесь NEA/вводимого атмосферного воздуха; и
распределяют упомянутую смесь по существу в каждый из соединенных между собой отсеков.
15. Система топливного бака летательного аппарата, содержащая:
по меньшей мере один топливный бак с множеством соединённых между собой отсеков;
отверстие, выполненное с обеспечением возможности ввода атмосферного воздуха, причем отверстие содержит:
вентиляционный канал, соединяющий каждый из соединённых между собой отсеков; и
вентиляционную коробку, соединённую с вентиляционным каналом, причём вентиляционная коробка принимает вводимый атмосферный воздух, и
источник обогащённого азотом воздуха (NEA), соединённый с вентиляционной коробкой и выполненный с возможностью подачи NEA в вентиляционную коробку таким образом, чтобы смешивать NEA с вводимым атмосферным воздухом, таким образом, чтобы обеспечивать смесь NEA/вводимого атмосферного воздуха,
причём система выполнена с возможностью направления упомянутой смеси вдоль вентиляционного канала, причем вентиляционный канал имеет множество выходных отверстий, выполненных с возможностью подачи упомянутой смеси во множество различных местоположений в упомянутом по меньшей мере одном топливном баке.
16. Система топливного бака летательного аппарата, содержащая:
по меньшей мере один топливный бак с множеством соединённых между собой отсеков;
отверстие, выполненное с обеспечением возможности ввода атмосферного воздуха, причем отверстие содержит:
вентиляционный канал, соединяющий каждый из соединённых между собой отсеков; и
вентиляционную коробку, соединённую с вентиляционным каналом, причём вентиляционная коробка принимает вводимый атмосферный воздух; и
клапан, сопряжённый с вентиляционным каналом, и
источник обогащённого азотом воздуха (NEA), соединённый с вентиляционной коробкой и выполненный с возможностью подачи NEA в вентиляционную коробку таким образом, чтобы смешивать NEA с вводимым атмосферным воздухом, таким образом, чтобы обеспечивать смесь NEA/вводимого атмосферного воздуха,
причём система выполнена с возможностью направления упомянутой смеси через клапан таким образом, чтобы подавать упомянутую смесь во множество различных местоположений в упомянутом по меньшей мере одном топливном баке.
17. Система по п.16, в которой клапан выполнен с возможностью в закрытом положении по существу предотвращать потерю топлива из по меньшей мере одного топливного бака через упомянутое отверстие.
18. Система по п.16 или 17, в которой клапан сопряжен с вентиляционным каналом через адаптер или пластину адаптера.
19. Система по п.16, в которой клапан расположен в упомянутом по меньшей мере одном топливном баке.
20. Система по п.16, в которой клапан представляет собой поплавковый клапан.
21. Система топливного бака летательного аппарата, содержащая:
по меньшей мере один топливный бак с основным объёмом, разделённым на множество соединённых между собой отсеков;
отверстие, выполненное с обеспечением возможности ввода атмосферного воздуха, причем отверстие содержит:
вентиляционный канал, соединяющий каждый из соединённых между собой отсеков; и
вентиляционную коробку, соединённую с вентиляционным каналом, причём вентиляционная коробка принимает вводимый атмосферный воздух; и
множество клапанов, расположенных в соответствующем множестве различных положений в упомянутом по меньшей мере одном топливном баке, и
источник обогащённого азотом воздуха (NEA), соединённый с вентиляционной коробкой и выполненный с возможностью подачи NEA в вентиляционную коробку таким образом, чтобы смешивать NEA с вводимым атмосферным воздухом, таким образом, чтобы обеспечивать смесь NEA/вводимого атмосферного воздуха,
причём система выполнена с возможностью направления упомянутой смеси вдоль вентиляционного канала, причем вентиляционный канал сопряжен с множеством клапанов, которые выполнены с возможностью в открытом положении позволять упомянутой смеси выходить из вентиляционного канала и поступать в основной объем упомянутого по меньшей мере одного топливного бака.
22. Система по п.21, в которой клапаны представляют собой поплавковые клапаны.
RU2014148346A 2012-05-02 2013-04-29 Система инертирования топливного бака летательного аппарата RU2640265C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
GB1207718.6A GB2501733A (en) 2012-05-02 2012-05-02 Aircraft fuel tank inerting system
GB1207718.6 2012-05-02
PCT/EP2013/058908 WO2013164311A1 (en) 2012-05-02 2013-04-29 Aircraft fuel tank inerting system

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2014148346A RU2014148346A (ru) 2016-06-27
RU2640265C2 true RU2640265C2 (ru) 2017-12-27

Family

ID=46330710

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2014148346A RU2640265C2 (ru) 2012-05-02 2013-04-29 Система инертирования топливного бака летательного аппарата

Country Status (9)

Country Link
US (1) US10633108B2 (ru)
EP (1) EP2844559B1 (ru)
JP (1) JP2015515940A (ru)
CN (1) CN104411587B (ru)
BR (1) BR112014027279B1 (ru)
CA (1) CA2872097C (ru)
GB (1) GB2501733A (ru)
RU (1) RU2640265C2 (ru)
WO (1) WO2013164311A1 (ru)

Families Citing this family (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20140345700A1 (en) * 2013-05-22 2014-11-27 Hamilton Sundstrand Corporation Pressure monitoring system for a fuel tank and method
GB2544306A (en) * 2015-11-12 2017-05-17 Eaton Ltd Aircraft fuel system
FR3044637B1 (fr) * 2015-12-03 2017-12-01 Zodiac Aerotechnics Systeme d'inertage d'un reservoir de carburant d'un aeronef, adapte pour calculer la quantite d'oxygene presente dans un gaz d'inertage injecte dans ledit reservoir
US10648382B2 (en) 2016-10-05 2020-05-12 Parker-Hannifin Corporation Inerting and venting system
CN107379961A (zh) * 2017-07-20 2017-11-24 河北世昌汽车部件有限公司 一种油箱
KR102175593B1 (ko) * 2019-01-23 2020-11-06 한국항공우주산업 주식회사 항공기 상승 중 연료 내 용존산소 지상 측정 방법
DE102019104000A1 (de) * 2019-02-18 2020-08-20 Airbus Operations Gmbh Flugzeugstrukturbauteil mit Flugzeugskelettbauteil und Fluidleitungsbauteil
CN110887623B (zh) * 2019-11-28 2021-09-10 四川泛华航空仪表电器有限公司 民航客机燃油泄漏检测系统及其检测方法

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2081794C1 (ru) * 1994-04-28 1997-06-20 Летно-исследовательский институт им.М.М.Громова Устройство для дренирования топливных баков самолета
US6237873B1 (en) * 1998-06-23 2001-05-29 Fuji Jukogyo Kabushiki Kaisha Composite material wing structure
US6439506B1 (en) * 1999-09-15 2002-08-27 Eurocopter Deutschland Gmbh Ventilation valve with a breathing channel for a tank container of a helicopter
WO2008070946A2 (en) * 2006-12-13 2008-06-19 EMBRAER - Empresa Brasileira de Aeronáutica S.A. Aircraft fuel tanks, systems and methods for increasing an aircraft's on-board fuel capacity
US20110068231A1 (en) * 2009-09-21 2011-03-24 Eric Surawski Nea distribution system for obiggs applications
US20120193479A1 (en) * 2011-01-28 2012-08-02 Airbus Operations Limited Aircraft fuel system

Family Cites Families (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2356906A (en) * 1944-01-25 1944-08-29 Glenn L Martin Co Fuel cell vent system
US3732668A (en) * 1971-02-24 1973-05-15 Parker Hannifin Corp Fuel tank inerting system
US3691730A (en) * 1971-05-18 1972-09-19 Parker Hannifin Corp Fuel tank inerting system
US6739359B2 (en) * 2002-10-04 2004-05-25 Shaw Aero Devices, Inc. On-board inert gas generating system optimization by pressure scheduling
GB2411352B (en) * 2004-02-26 2008-09-17 Fr Hitemp Ltd Aircraft fuel tank and inerting system therefor
GB0409593D0 (en) * 2004-04-29 2004-06-02 Airbus Uk Ltd Aircraft and fuel venting system therefor
US7509968B2 (en) * 2004-07-28 2009-03-31 Hamilton Sundstrand Corporation Flow control for on-board inert gas generation system
US7625434B2 (en) * 2006-09-12 2009-12-01 Honeywell International Inc. Enhanced OBIGGS
DE102008007932A1 (de) * 2008-02-07 2009-08-20 Airbus Deutschland Gmbh Luftfahrzeugtanksystem, Betankungsanlage und Verfahren zum Betanken eines Luftfahrzeugs
CN201287827Y (zh) * 2008-10-31 2009-08-12 贵州盖克无人机有限责任公司 一种能侧向隐身的飞行器
GB0912710D0 (en) * 2009-07-22 2009-08-26 Airbus Operations Ltd Aircraft fuel tank ventilation
JP5427562B2 (ja) * 2009-11-20 2014-02-26 三菱重工業株式会社 防爆機能を備える航空機の燃料タンクおよびその防爆方法
US8313061B2 (en) * 2009-12-08 2012-11-20 Hamilton Sundstrand Corporation Inert gas distribution arrangement
CN101870365B (zh) * 2010-05-13 2013-04-10 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司 飞机压力加油先导控制溢流系统
CN201872954U (zh) * 2010-09-16 2011-06-22 西安翔宇航空科技股份有限公司 一种无人驾驶飞机整体油箱
US8789794B2 (en) * 2011-08-26 2014-07-29 The Boeing Company Inert gas distribution system for a fuel tank

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2081794C1 (ru) * 1994-04-28 1997-06-20 Летно-исследовательский институт им.М.М.Громова Устройство для дренирования топливных баков самолета
US6237873B1 (en) * 1998-06-23 2001-05-29 Fuji Jukogyo Kabushiki Kaisha Composite material wing structure
US6439506B1 (en) * 1999-09-15 2002-08-27 Eurocopter Deutschland Gmbh Ventilation valve with a breathing channel for a tank container of a helicopter
WO2008070946A2 (en) * 2006-12-13 2008-06-19 EMBRAER - Empresa Brasileira de Aeronáutica S.A. Aircraft fuel tanks, systems and methods for increasing an aircraft's on-board fuel capacity
US20110068231A1 (en) * 2009-09-21 2011-03-24 Eric Surawski Nea distribution system for obiggs applications
US20120193479A1 (en) * 2011-01-28 2012-08-02 Airbus Operations Limited Aircraft fuel system

Also Published As

Publication number Publication date
US20150096984A1 (en) 2015-04-09
BR112014027279A2 (pt) 2017-06-27
RU2014148346A (ru) 2016-06-27
BR112014027279B1 (pt) 2022-02-01
CA2872097A1 (en) 2013-11-07
CA2872097C (en) 2020-11-17
JP2015515940A (ja) 2015-06-04
GB2501733A (en) 2013-11-06
GB201207718D0 (en) 2012-06-13
WO2013164311A1 (en) 2013-11-07
CN104411587A (zh) 2015-03-11
EP2844559B1 (en) 2023-01-18
EP2844559A1 (en) 2015-03-11
CN104411587B (zh) 2017-09-19
US10633108B2 (en) 2020-04-28

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2640265C2 (ru) Система инертирования топливного бака летательного аппарата
US9853303B2 (en) Centrifugal water separator for a fuel cell system
US8777165B2 (en) Aircraft fuel system
CN104843188B (zh) 一种基于催化氧化技术的飞行器燃油箱惰化装置
CN108473212B (zh) 用于带有多个燃料箱的飞行器的催化惰化系统
EP3070000B1 (en) Engine proximate nitrogen generation system for an aircraft
JP2007045398A (ja) 航空機システムの動作方法
JP2011063259A (ja) 燃料タンク内のアレッジの生成方法および装置
US20090073799A1 (en) Gaseous fluid mixing apparatus
JP2009107613A (ja) 空気流混合装置
CN106542103A (zh) 一种整体式隔舱结构液体推进剂输送装置
CN112649173A (zh) 一种模拟火星低压低密度尘暴环境的回流型风洞装置
US20140130894A1 (en) Nitrogen enriched air supply system and aircraft
US20090288388A1 (en) Gas turbine exhaust
US11021260B2 (en) Aircraft fuel system
EP3191213B1 (en) Fluid separation module for use in aircrafts
EP4082909B1 (en) Air distribution nozzles, aircraft that include air distribution nozzles, and methods of utilizing air distribution nozzles
US20240253808A1 (en) Aircraft inerting system
KR20190013953A (ko) 선박의 마찰 저감 장치
KR102250398B1 (ko) 에어워셔
CN115596555A (zh) 高平衡精度大容量的小型涡喷发动机用燃油系统
JPS59144900A (ja) 低温液化ガスタンク
CN104590567A (zh) 航空飞行器