СИСТЕМЫ И СПОСОБЫ ДЛЯ ОБЕСПЕЧЕНИЯ СООТВЕТСТВИЯ ТРЕБОВАНИЯМ К КОНСТРУКТИВНЫМ НАГРУЗКАМ ДЛЯ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА С ДОПОЛНИТЕЛЬНОЙ ЕМКОСТЬЮ ТОПЛИВА Российский патент 2016 года по МПК B64D37/00 

ПЕРЕКРЕСТНАЯ ССЫЛКА НА РОДСТВЕННУЮ ЗАЯВКУ

Эта заявка основана на и испрашивает преимущества местного приоритета, в силу §119(e) Раздела 35 Кодекса законов США, по предварительной заявке на выдачу патента США под порядковым № 61/332136, поданной 6 мая 2010 года, полное содержание которой в прямой форме включено в материалы настоящей заявки посредством ссылки.

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ

Варианты осуществления, раскрытые в материалах настоящей заявки, в целом относятся к топливным системам летательного аппарата, а более точно, к дополнительным системам топливных баков, установленным в фюзеляже летательного аппарата, и способам для обеспечения соответствия требованиям к конструктивным нагрузкам для конструкций топливных баков.

УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ

Коммерческий и военный транспортный летательный аппарат типично предназначен для несения заданной нагрузки пассажиров, багажа или обоих, при заданной дальности и/или с заданной продолжительностью. Иногда, дальности и/или продолжительности летательного аппарата может быть необходимым увеличиваться. Такие расширенная дальность и/или продолжительность могут достигаться посредством установки дополнительных или вспомогательных систем топливных баков, типично, размещением топливных баков физически в пределах грузового пространства фюзеляжа летательного аппарата (то есть, того пространства в пределах герметичного фюзеляжа летательного аппарата, которое находится под пассажирским полом). Традиционные вспомогательные системы топливных баков типично составлены из дополнительных топливных баков и их соответственного оборудования, коллекторов и жгутов, необходимых для управления дополнительным топливом, перевозимым в баках.

Эти дополнительные топливные баки и системы могут быть воплощены в различных конфигурациях, например, с баками, установленными под крыльями снаружи летательного аппарата, или с баками внутри фюзеляжа. Эти дополнительные топливные баки и системы могут быть сконфигурированы, чтобы непосредственно подавать топливо в двигатели или перекачивать топливо в другие баки и оттуда питать летательные двигатели и/или использоваться для управления центром тяжести летательного аппарата, или даже чтобы перекачивать топливо на другой летательный аппарат в полете или на другие транспортные средства на земле.

Вспомогательные системы топливных баков свойственны и известны сами по себе. Например, в патентах США № 6889940, 7040579 и 7051979 (полностью включенных в материалы настоящей заявки посредством ссылки) было предложено предусмотреть системы вспомогательных топливных баков, которые предполагают установку различных отдельных коллекторных сборок (например, топливных впускных и выпускных коллекторов, вентиляционных коллекторов, и тому подобного) внутри каждого бака. Посредством размещения сборок баков в смежной, расположенной бок о бок конфигурации, их соответственные внутренние коллекторы могут соединяться вместе для предоставления системы баков, которая может функционально соединяться с бортовыми системами управления подачи топлива летательного аппарата.

Затруднение, которое может быть встречено в традиционных системах вспомогательных топливных баков, отмеченных ранее, относится к коллекторам, которые взаимосоединяют один бак с другим, с тем, чтобы перекачивать текучие среды в обоих направлениях (то есть в и из соответственного бака). В случае больших ускорений или замедлений в направлении, в целом параллельном продольной оси летательного аппарата (а отсюда, параллельном ряду вспомогательных топливных баков, расположенных в пределах фюзеляжа летательного аппарата), если топливные баки присоединены по текучей среде друг к другу через один или более коллекторов, и топливу предоставлена возможность перемещаться из одного топливного бака в другой каскадным образом, давление, которое развивается в ответ в последнем топливном баке(ах) в ряду баков, может достигать значений сильно выше конструктивных пределов бака. Как результат, существует реальная опасность потенциально возможного повреждения или даже разрывания топливного бака.

В самое последнее время, патент США № 7648103 (полное содержание которого в прямой форме включено в материалы настоящей заявки посредством ссылки) раскрыл сборку вспомогательных баков, имеющую разгрузочную коллекторную сборку, установленную внутри в пределах корпуса бака, с тем чтобы предотвращать возникновение состояния избыточного давления в пределах внутреннего пространства корпуса топливного бака вследствие чрезмерного объема топлива, вводимого в него, который превышает максимально допустимый объем топлива, разрешенный внутри него. Разгрузочная коллекторная сборка, таким образом, включает в себя буферный резервуар, который определяет внутреннюю буферную камеру внутри корпуса бака, тянущуюся вертикально между верхней и нижней стенками корпуса бака. Буферный резервуар включает в себя проем, расположенный на его нижнем торце возле нижней стенки корпуса бака и открытый непосредственно в топливо, удерживаемое во внутреннем пространстве корпуса бака. Разгрузочный клапан, связанный с разгрузочным ответвленным трубопроводом, поддерживает столб воздуха под давлением внутри буферного резервуара. Когда достигается максимально допустимое топливо в пределах корпуса бака, давление столба воздуха будет заставлять разгрузочный клапан открываться, тем самым, отводя столб воздуха через него и предоставляя некоторому количеству топлива возможность проникать во внутреннюю буферную камеру, и, в силу этого, ослаблять состояние избыточного давления.

СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Согласно одному из аспектов настоящего изобретения, предусмотрен топливный бак летательного аппарата, который включает в себя корпус бака, определяющий внутреннее пространство для удерживания топлива летательного аппарата, линию взаимосвязи между модулями топливного бака, сконфигурированную для дозаправки и перекачки топлива из них каскадным образом, и пространство преднамеренной наполненной воздухом незаполненной части объема, функционально связанные с корпусом бака, для предотвращения состояния избыточного давления в пределах внутреннего пространства корпуса топливного бака.

Согласно предпочтительному варианту осуществления, преднамеренная незаполненная часть объема может быть получена благодаря предопределенному размещению трубы взаимосвязи внутри соответственного модуля топливного бака по отношению к высоте модуля бака. Преднамеренная незаполненная часть объема, таким образом, может быть сконфигурирована так, что пространство незаполненной части объема может присутствовать во всех модулях топливного бака или просто в некоторых модулях топливного бака согласно требованиям к конструкции вспомогательных топливных баков или конструктивным нагрузкам.

Взаимосвязь по текучей среде модулей топливного бака выполняется каскадным образом. Под термином «каскадный» подразумевается, что дозаправка и/или перекачка топлива, а также вентиляция, из одного топливного бака в другой, смежный топливный бак, выполняется течением топлива один за другим из одного бака в следующий в последовательно соединенном наборе баков. Вентиляционная линия присоединена в последнем топливном баке в каскадной последовательности и, соответственно, предоставляет возможность, чтобы воздух выходил из соответственного вспомогательного топливного бака в атмосферу или куда-то в другое место внутри летательного аппарата.

Согласно некоторым вариантам осуществления топливный бак летательного аппарата будет включать в себя трубопроводы взаимосвязи, расположенные снаружи корпуса бака, отверстие доступа взаимосвязи на стенке каждого корпуса бака для предоставления возможности доступа через него во внутреннее пространство, определенное таким образом, внутреннюю полость, расположенную на нижней и на верхней стенке корпуса бака в пределах внутреннего пространства, определенного таким образом, и одну или более внутренних ответвленных линий, расположенных в пределах внутреннего пространства корпуса бака.

Сборка вентиляционной линии наиболее предпочтительно будет содержать вентиляционный трубопровод, расположенный снаружи корпуса бака, вентиляционное впускное отверстие на стенке последнего дозаправляемого модуля топливного бака для предоставления возможности доступа через него во внутреннее пространство, определенное таким образом, внутреннюю полость, расположенную на верхней стенке корпуса бака в пределах внутреннего пространства, определенного таким образом, и внутреннюю линию, расположенную в пределах внутреннего пространства корпуса бака и устанавливающую связь текучей среды между внутренней полостью и внешним вентиляционным трубопроводом через вентиляционное отверстие доступа.

В других аспектах предусмотрены системы топливных баков летательного аппарата, которые приспособлены для монтажа в пределах отсека фюзеляжа летательного аппарата, с тем чтобы дополнять основную топливную систему летательного аппарата, системы топливных баков включают в себя по меньшей мере один топливный бак, имеющий корпус бака, который определяет внутреннее пространство для вмещения топлива летательного аппарата, и который наделен размерами и сконфигурирован, чтобы размещаться в пределах отсека фюзеляжа летательного аппарата, по меньшей мере одну сборку межсоединения текучей среды, функционально присоединенную к по меньшей мере одному топливному баку, с тем чтобы быть в связи по текучей среде с внутренним пространством, определенным таким образом; и по меньшей мере один блок управления, внешний у по меньшей мере одного топливного бака и приспособленный для присоединения по текучей среде по меньшей мере одной сборки межсоединения текучей среды к основной топливной системе летательного аппарата.

Согласно вариантам осуществления настоящего изобретения, предусмотрена по меньшей мере одна преднамеренная предопределенная наполненная воздухом незаполненная часть объема в корпусе бака, с тем чтобы предотвращать состояние избыточного давления во время больших замедлений.

Множество топливных баков летательного аппарата, поэтому, могут быть расположены смежными друг другу, предпочтительно внутри фюзеляжа (например, грузового отделения) летательного аппарата, с тем, чтобы быть размещенными в целом вдоль продольной оси летательного аппарата. В таком варианте осуществления, передняя система топливных баков может быть расположена в пределах переднего отсека отделения фюзеляжа, а задняя система топливных баков может быть расположена в пределах хвостового отсека отделения фюзеляжа. Каждая из передней и задней систем топливных баков наиболее предпочтительно будет содержать множество топливных баков летательного аппарата, расположенных смежными друг другу и размещенных в целом вдоль продольной оси летательного аппарата.

Эти и другие аспекты и преимущества настоящего изобретения станут яснее после внимательного рассмотрения последующего подробного описания его предпочтительных примерных вариантов осуществления.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ПРИЛАГАЕМЫХ ЧЕРТЕЖЕЙ

Раскрытые варианты осуществления настоящего изобретения будут лучше и полнее поняты посредством обращения к последующему подробному описанию примерных неограничивающих иллюстративных вариантов осуществления совместно с чертежами, на которых:

Фиг.1 - схематический вид сверху в перспективе летательного аппарата с передней и задней системами фюзеляжных топливных баков в соответствии с одним из предпочтительных вариантов осуществления настоящего изобретения;

Фиг.2 - схематический вид сверху в перспективе передней системы фюзеляжных топливных баков, показанной на Фиг.1 и конкретно изображает систему взаимосвязи каскадного типа между каждым из модулей топливного бака (линиями взаимосвязи), включающую в себя вентиляционную линию, блоки управления перекачкой, линию перекачки и линию дозаправки;

Фиг.3 - еще один схематический вид сверху в перспективе передней системы фюзеляжных топливных баков, показанной на Фиг.2, показывающий линию взаимосвязи баков и вентиляционную линию;

Фиг.4 - схематический вид сверху в перспективе передней системы фюзеляжных топливных баков, показанной на Фиг.2, но показывающий только линию перекачки топлива и линию дозаправки топлива;

Фиг.5 - схематический вид сверху в перспективе передней системы фюзеляжных топливных баков, показанной на Фиг.2, но показывающий только бак с разгрузочной конфигурацией незаполненной части объема;

Фиг.6 - схематический детализированный вид бака, изображенного на Фиг.5 для поддержания конфигурации незаполненной части объема, в силу чего, количество незаполненной части объема может конфигурироваться для каждого модуля равными или разными значениями незаполненного объема посредством предварительно выбранной установкой размера «H»;

Фиг.7 - схематический вид сверху в перспективе задней системы фюзеляжных топливных баков, показанной на Фиг.1 и конкретно изображает систему взаимосвязи каскадного типа между каждым из модулей топливного бака (линиями взаимосвязи), включающую в себя вентиляционную линию, блоки управления перекачкой, линию перекачки и линию дозаправки;

Фиг.8 - еще один схематический вид сверху в перспективе задней системы фюзеляжных топливных баков, показанной на Фиг.7, показывающий линию взаимосвязи баков и вентиляционную линию, и также частично показывающий линию дозаправки;

Фиг.9 - схематический вид сверху в перспективе задней системы фюзеляжных топливных баков, показанной на Фиг.6, но показывающий только линии перекачки топлива;

Фиг.10 - схематический вид сверху в перспективе задней системы фюзеляжных топливных баков, показанной на Фиг.7, но показывающий только бак с разгрузочной конфигурацией незаполненной части объема;

Фиг.11 - схематический детальный вид бака, изображенного на Фиг.11 для поддержания конфигурации незаполненной части объема, в силу чего, количество незаполненной части объема может конфигурироваться для каждого модуля равными или разными значениями незаполненного объема посредством предварительно выбранной установкой размера «H»;

Фиг.12 - схематический чертеж каскадной системы взаимосвязи между тремя модулями вспомогательных топливных баков (передними и задними), изображенными во время нормального летного или наземного положения летательного аппарата и разного преднамеренного незаполненного объема для каждого бака; и

Фиг.13 - схематический чертеж, подобный Фиг.12, но показывающий преднамеренный незаполненный объем, демпфирующий (амортизирующий) столб топлива и избегающий избыточного давления в самом переднем модуле топливного бака во случае большого замедления, например, силы минус (-) 9G вдоль продольной оси летательного аппарата.

ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ

Последующее раскрытие описывает модификации, применимые к системам дополнительных или вспомогательных топливных баков летательного аппарата, которые могут улучшать изготовление, сборку, установку, приемку, осмотр и техническое обслуживание таких систем и их компонентов.

Многие из деталей, размеров, углов и других признаков, показанных на фигурах настоящей заявки на патент, являются просто иллюстрирующими конкретные варианты осуществления изобретения. Соответственно, другие варианты осуществления могут иметь другие детали, размеры, углы и признаки, не выходя из сущности или объема настоящих изобретений.

Как схематически показано на прилагаемой Фиг.1, летательный аппарат 10 имеет фюзеляж 10-1, пару крыльев 10-2, тянущихся в целом поперечно от фюзеляжа 10-1, и установленные на крыльях двигатели 10-3 для обеспечения требуемой тяги летательному аппарату 10. В этом отношении, хотя показаны многочисленные установленные на крыльях двигатели 10-3, конечно, будет понятно, что настоящее изобретение могло бы удовлетворительно использоваться с одним или более установленными в фюзеляже двигателями. Устойчивость по осям рыскания и тангажа для летательного аппарата 10 обеспечивается установленными на хвосте вертикальным и горизонтальным стабилизаторами 10-4, 10-5, соответственно.

Как традиционно, фюзеляж 10-1 летательного аппарата снабжен передним и задним грузовыми отделениями 10-1a, 10-1b, доступ к которым обеспечен, соответственно, через одну или более дверей грузового отделения (не показаны). В пределах этих переднего и заднего грузовых отделений 10-1a, 10-1b соответственно расположены передняя система 100 топливных баков и задняя система 200 топливных баков, каждая имеет некоторое количество отдельных баков 102, 202, соответственно. Каждый из отдельных баков 102, 202, содержащих переднюю и заднюю системы 100, 200 топливных баков, соответственно, наиболее предпочтительно имеет размер и сконфигурирован, чтобы предоставлять возможность для прохода через двери переднего и заднего грузовых отделений для съемного размещения в пределах переднего и заднего грузового отделений 10-1a, 10-1b, соответственно. Конечно, если требуется, передняя и задняя системы 100, 200 топливных баков, соответственно, могут быть более постоянно смонтированы на фюзеляжную конструкцию летательного аппарата.

Передняя и задняя системы 100, 200 топливных баков, соответственно, работоспособным образом присоединены к бортовой топливной системе FS летательного аппарата, например, включающей в себя основную систему 10-6 топливных баков летательного аппарата (например, топливные баки 10-2a крыльев летательного аппарата и связанные с ними насосы, трубопроводы, датчики уровня, и тому подобное) и систему 10-7 управления подачей топлива (FMS) (например, установленные в кабине контрольно-измерительные приборы управления подачей топлива, мониторы и/или контроллеры, функционально присоединенные к основной системе топливных баков летательного аппарата). Присоединение к бортовой системе управления подачей топлива, FMS, предоставляет возможность топливу, содержащемуся в пределах передней и задней систем 100, 200 баков, соответственно, контролироваться и перекачиваться в основные топливные баки летательного аппарата, как может быть надлежащим во время полета, чтобы гарантировать, что адекватная подача топлива обеспечена в двигатели 10-3.

Прилагаемые Фиг.2-6 более подробно изображают конструктивные компоненты передней системы 100 баков. Как показано на них, система 100 баков содержит последовательность смежным образом смонтированных баков 102, образующих ряд баков, в целом тянущийся вдоль продольной оси летательного аппарата 10. Баки 102 изображены пунктирной линией на Фиг.2-6 прилагаемых чертежей с целью улучшения видимости различных компонентов бака, которые ниже будут обсуждены более подробно. Также должно быть отмечено, что несколько баков 102 в передней системе 100 баков имеют меньший внутренний объем (идентифицированы на Фиг.2 как баки в последовательности 100a) по сравнению с остатком баков 102 назад от них (идентифицированных на Фиг.2 как баки в последовательности 100b).

Такая разница размеров (а отсюда, внутренней емкости топливных баков) должна предоставлять бакам возможность располагаться в пределах грузового трюма, прилегающего к другим конструкциям и компонентам летательного аппарата (например, убранной передней опоре шасси), к тому же, наряду с максимизацией имеющейся в распоряжении емкости топливных баков, предусмотренной передней системой 100 баков.

Будет понятно, что конкретный размер и/или форма отдельных баков, применяемых в любой из передней или задней систем 100, 200 баков, соответственно, не являются критичными. По существу, практически, любые размер и/или форма бака могут быть предусмотрены, чтобы вмещаться в пределах многообразия фюзеляжей летательных аппаратов. Как будет понятно из последующего обсуждения, поэтому, даже если один или более из отдельных баков в пределах передней и/или задней систем 100, 200 баков, соответственно, могут иметь разный размер и/или форму, они, однако, будут обладать подобными конструктивными подсборками и функциональными атрибутами.

Смежные пары топливных баков 102 присоединены друг к другу сборками 104 трубопровода взаимосвязи, которые включают в себя коллекторный трубопровод 104-1 взаимосвязи, расположенный снаружи баков 102. Трубопровод 104-1 будет иметь один конец, присоединенный по текучей среде к впускному трубопроводу 104-2, а свой другой конец, присоединенный по текучей среде к выпускному трубопроводу 104-3. Каждый из трубопроводов 104-2 и 104-3 расположен в пределах внутреннего пространства соответственного одного из смежных пар баков 102.

Как возможно яснее показано на Фиг.5 и 6, трубопровод 104-3 присоединен на своем верхнем конце к коллекторному трубопроводу 104-1 и тянется вниз, таким образом, его противоположный конец завершается возле нижней стенки бака 102. Трубопровод 104-2 присоединен на своем верхнем конце к коллекторному трубопроводу 104-1 и тянется в бак 102, с тем чтобы завершаться в впускном отверстии 104-4 (предпочтительно, идущем раструбом), который находится в разнесенном взаимном расположении с верхней стенкой 102-1 бака 102 на размер «H». Размер «H», который отделяет впускное отверстие 104-4 трубопровода 104-2 от верхней стенки бака 102, таким образом, будет предопределять незаполненную часть 102-2 объема в пределах каждого из баков 102.

Топливные баки 102, таким образом, присоединены по текучей среде друг к другу посредством сборок 104 трубопровода взаимосвязи, так что каждый из топливных баков 102 дозаправляется в каскадном режиме, то есть, таким образом, что топливный бак 102, ближайший к основному топливному баку крыла, дозаправляется первым. После того, как первый бак 102 снабжается топливом через трубопровод 103 подачи топлива, топливо, соответственно, будет протекать таким образом через такую сборку 104 трубопровода взаимосвязи и в следующий топливный бак 102 в последовательности, тем самым, снабжая его топливом. Подобным образом, один за другим, все из топливных баков 102 в передней системе 100 баков могут снабжаться топливом.

Баки 102 также вентилируются в каскадном режиме до последнего топливного бака 102 в последовательности (то есть, для передней системы 100 топливных баков это был бы самый передний из баков 102), которая, в таком случае, предусматривает вентиляционный тракт через внутренний вентиляционный трубопровод 105-1. Вентиляционный трубопровод 105, внешний для баков 102, предусмотрен и присоединен к внутреннему вентиляционному трубопроводу 105-1, связанному с последним баком последовательности, с тем чтобы обеспечивать вентиляционный тракт в основной бак крыла и/или в точку непосредственно на фюзеляже, так что вентиляция паров топлива выполняется в надлежащей области в пределах летательного аппарата (например, расширительном баке у бака крыла).

Во время перекачки топлива из передних вспомогательных баков 102 в основные баки крыльев, топливо перекачивается в обратной последовательности операции дозаправки. То есть, топливные баки 102 опустошаются в порядке обратном дозаправке. Это может производиться несколькими известными средствами, такими как топливные насосы, использующими перепад давления между кабиной летательного аппарата и атмосферой, воздухоотводы из двигателя или APU (вспомогательной силовой установки), сжатый воздух, и тому подобное. Трубопровод 106 перекачки топлива, таким образом, присоединен только к топливному баку 102, ближайшему к основным топливным бакам крыльев, и, соответственно, способен к перекачке топлива в основной бак крыла или, в качестве альтернативы, непосредственно в двигатели 10-3, что может управляться клапанами, расположенными в пределах блоков 107a и 107b управления перекачкой.

Задняя система 200 баков в целом конструктивно и функционально вполне подобна по сравнению с системой 100 баков, описанной выше. Таким образом, конструкции, изображенные на прилагаемых Фиг.7-11, связанных с задней системой 200 баков, имеют подобные номера ссылок по сравнению с конструкциями передней системы 100 баков, за исключением того, что номера ссылок для первой находятся в последовательности номеров «200», тогда как номера ссылок для последней находятся в последовательности номеров «100».

Будет отмечено, что задняя система 200 баков включает в себя последовательность 200a баков 202 большей емкости, расположенных в целом спереди летательного аппарата, и последовательность 200b баков 202 меньшей емкости, в целом расположенных сзади летательного аппарата. Баки 202 скомпонованы в продольном направлении смежными друг другу, в целом вдоль продольной оси летательного аппарата 10. Пространство 200c может существовать между последовательностью 200a и 200b баков 202, с тем, чтобы вмещать блоки 207a и 207b управления, функционально связанные с трубопроводом 206 перекачки топлива.

Как с передней системой 100 баков, смежные пары топливных баков 202 задней системы 200 баков присоединены друг к другу сборками 204 трубопровода взаимосвязи, которые включают в себя коллекторный трубопровод 204-1 взаимосвязи, расположенный снаружи баков 202. Трубопровод 204-1 будет иметь один конец, присоединенный по текучей среде к впускному трубопроводу 204-2, а свой другой конец, присоединенный по текучей среде к выпускному трубопроводу 204-3. Каждый из трубопроводов 204-2 и 204-3 расположен в пределах внутреннего пространства соответственного одного из смежных пар баков 202.

Как возможно яснее показано на Фиг.10 и 11, трубопровод 204-3 присоединен на своем верхнем конце к коллекторному трубопроводу 204-1 и тянется вниз, таким образом, его противоположный конец завершается возле нижней стенки бака 202. Трубопровод 204-2 присоединен на своем верхнем конце к коллекторному трубопроводу 204-1 и тянется в бак 202, с тем чтобы завершаться во впускном отверстии 204-4 (предпочтительно, идущем раструбом), которое находится в разнесенном взаимном расположении с верхней стенкой 202-1 бака 202 на размер «H». Размер «H», который отделяет впускное отверстие 204-4 трубопровода 204-2 от верхней стенки 202-1 бака 202, таким образом, будет предопределять незаполненную часть 202-2 объема в пределах каждого из баков 202.

Топливные баки 202, таким образом, присоединены по текучей среде друг к другу посредством сборок 204 трубопровода взаимосвязи, так что каждый из топливных баков 202 дозаправляется в каскадном режиме, то есть, таким образом, что топливный бак 202, ближайший к основному топливному баку крыла, дозаправляется первым. После того, как первый бак 202 снабжается топливом через канал 203 подачи топлива, топливо, соответственно, будет протекать через такую сборку 204 трубопровода взаимосвязи и в следующий топливный бак 202 в последовательности, тем самым, снабжая его топливом. Подобным образом, один за другим, все из топливных баков 102 в задней системе 200 баков могут снабжаться топливом.

Баки 202 также вентилируются в каскадном режиме до последнего топливного бака 202 в последовательности (то есть, для задней системы 200 топливных баков это был бы самый задний из баков 202), которая, в таком случае, предусматривает вентиляционный тракт через внутренний вентиляционный трубопровод 205-1. Вентиляционный трубопровод 205, внешний для баков 202, предусмотрен и присоединен к внутреннему вентиляционному трубопроводу 205-1, связанному с последним баком последовательности, с тем, чтобы обеспечивать вентиляционный тракт в основной бак крыла и/или в точку непосредственно на фюзеляже, так что вентиляция паров топлива выполняется в надлежащей области в пределах летательного аппарата (например, расширительном баке у бака крыла).

Во время перекачки топлива из задних вспомогательных баков 202 в основные баки крыльев, топливо перекачивается в последовательности обратной операции дозаправки. То есть, топливные баки 202 опустошаются в порядке обратном дозаправке. Это может производиться несколькими известными средствами, такими как топливные насосы, использующими перепад давления между кабиной летательного аппарата и атмосферой, воздухоотводы из двигателя или APU (вспомогательной силовой установки), сжатый воздух, и тому подобное. Трубопровод 206 перекачки топлива, таким образом, присоединен только к топливному баку 202, ближайшему к основным топливным бакам крыльев, и, соответственно, способен к перекачке топлива в основной бак крыла или, в качестве альтернативы, непосредственно в двигатели 10-3, что может управляться клапанами, расположенными в пределах блоков 207a и 207b управления перекачкой.

Каскадный режим взаимосвязи текучей среды между топливными баками 102, 202 в системах 100, 200 баков, соответственно, предоставляет возможность принятия только одной линии текучей среды между топливными баками. Это, в свою очередь, дает в результате, более простую, более легкую и более практичную систему для производства, осмотра и контроля и/или сборки.

Топливная система для летательных аппаратов транспортной категории должна соответствовать различным специальным требованиям, в том числе, что топливный бак должен быть конструктивно спроектирован с учетом больших продольных замедлений. Если предполагается, что топливные баки совершенно полны (то есть, без какого бы то ни было внутреннего воздушного пространства), давление столба топлива во время большого замедления могло бы достигать 70 фунтов на кв. дюйм, так как продольная длина переднего и/или заднего баков, во время больших замедлений, в таком случае, была бы характерным столбом топлива. В этом случае, конструкция топливного бака давала бы в результате гораздо более тяжелую систему вспомогательных баков вследствие конструктивных упрочнений, необходимых для выдерживания таких повышенных нагрузок расчетного давления. В результате такого увеличенного веса, вся опытно-конструкторская разработка вспомогательного топливного бака могла бы подвергаться опасности как нежизнеспособная.

Чтобы решить эту проблему, системы вспомогательных топливных баков могут применять многообразие предохранительных компонентов избыточного давления, таких как обратные клапаны, поворотные клапаны и/или ограничители всех типов между каждым топливным баком для уменьшения полного столба топлива всех баков, выровненных во время больших замедлений в единый столб, эквивалентный единственному баку. Такие технологии, однако, не являются идеальными решениями для проблемы, так как компоненты, требуемые в такой конструкции, представляют вероятности скрытого отказа. То есть, летный экипаж не снабжается никакой индикацией о целостности компонентов. Эта характеристика, поэтому, могла бы неблагоприятно влиять на надежность и готовность к отправке летательного аппарата вследствие частого физического осмотра и контроля, которого требовали бы эти типы компонентов.

Еще одним решением для этой проблемы является использование перекрывных клапанов в каждом топливном баке, чтобы управлять операциями дозаправки и перекачки без скрытых отказов. В таком решении, эти типы клапанов, в таком случае, могут контролироваться электронным образом различными датчиками. Однако, это предыдущее решение повышает сложность и себестоимость вспомогательной топливной системы до такой степени, что она может становиться нежизнеспособной для среднего и малого летательного аппарата вследствие небольших топливных баков, которые могли бы нести эти разновидности летательного аппарата.

Чтобы решить эти проблемы и сохранить конкурентоспособность изделия с вспомогательной топливной системой, один из предпочтительных вариантов осуществления настоящего изобретения предусматривает средство для соответствия этим требованиям. Более точно, согласно предпочтительному варианту осуществления этого изобретения, рассчитанные объемы воздуха предусматриваются преднамеренно внутри по меньшей мере некоторых или каждого одного из топливных баков, так что в случае большого замедления, объемы воздуха пригодны для физического демпфирования давления столба топлива соответственных баков. Таким образом, поэтому, величина столба давления топлива может поддерживаться в значении, более низком, чем то, которое достигалось бы без таких объемов воздуха, как изображено на прилагаемых Фиг.12 и 13. Такая конфигурация, таким образом, может быть предусмотрена, с тем, чтобы давление в каждом топливном баке 102 (202) было оптимально не большим, чем давление, которое эквивалентно длине такого конкретного топливного бака 102 (202). Эта гибкость конструкции предоставляет возможность, что конструкции топливных баков могут быть оптимизированы, с выгодным следствием, что топливные баки могут быть конструктивно более легкими.

Другое преимущество состоит в том, что традиционные предохранительные компоненты избыточного давления и/или перекрывные клапаны между топливными баками не являются обязательно требуемыми, тем самым, устраняя их сопутствующие режимы скрытого отказа и повышая надежность отправки и эксплуатационной готовности летательного аппарата.

Объемы воздуха могут быть введены во все или только некоторые из баков 102 (202) в последовательности систем 100 (200) баков, соответственно, посредством регулируемого проектирования высоты «H» между оконечностью 104-4 (204-4) с открытым концом внутренних трубопроводов 104-2 (204-2) и верхними стенками 102-1 (202-1) каждого из баков 102 (202), соответственно (смотрите Фиг.6 и 11). В этом отношении, чем больше размерная высота (то есть размер «H» на Фиг.6 и 11), тем больше будет объем хранимого воздуха в пределах топливного бака 102 (202). Эта характеристика, тем самым, предоставляет равным или разным объемам воздуха незаполненной части 102-2 (202-2) объема возможность предусматриваться в каждом топливном баке 102 (202), соответственно, посредством предопределенной установки необходимого расстояния между оконечностью 104-4 (204-4) с открытым концом в пределах каждого топливного бака 102 (202) и внутренней верхней стенкой такого топливного бака 102 (202). Например, как показано на Фиг.12, расстояние между оконечностью 104-4 (204-4) с открытым концом внутренних трубопроводов 104-2 (204-2) и верхними стенками 102-1 (202-1) каждого из баков 102 (202) является неравным и во все большей степени меньшим (относительно заднего направления летательного аппарата 10 в полете) расстояниями H1, H2 и H3, соответственно.

Каждая незаполненная часть 102-2, 202-2 объема с объемом воздуха, таким образом, может быть оптимизирована. Пример для того, каким образом оптимизировать незаполненную часть 102-2, 202-2 объема с объемом воздуха в пределах каждого топливного бака 102, 202, соответственно, может быть определен, как изложено ниже:

1. Определить емкость вспомогательных топливных баков;

2. Определить требования к ремонтопригодности, стоимости, пригодности для отправки, рыночные и потребительские требования (в конечном счете, другие требования могут быть добавлены или исключены);

3. Создать эскизный проект вспомогательной топливной системы;

4. Рассчитать падение давления линий взаимосвязи;

5. Установить предварительное определение, сколько незаполненных частей объема будет необходимо оставить в некоторых модулях или во всех из них;

6. С учетом конструктивных ограничений каждого бака, нагрузок ускорения и замедления, падения давления линий взаимосвязей и требований, незаполненные части объема будут оптимизированы для демпфирования столба топлива во время большого ускорения или замедлений; и

7. При определении того насколько большая незаполненная часть объема будет необходима в каждом модуле, конструкция трубопроводов взаимосвязи может быть пересмотрена, чтобы гарантировать, что часть воздуха внутри топливных баков может присутствовать.

Этапы с 4 по 7, приведенные выше, должны повторяться до тех пор, пока все незаполненные части объема внутри каждого модуля не удовлетворяют всем определенным требованиям, пока не сможет быть выпущен финальный проект.

Согласно описанию, приведенному выше, различные варианты осуществления настоящего изобретения преимущественно будут давать некоторое количество эффектов. Например, демпфирующий воздух незаполненной части объема может применяться в одном или более модулей топливного бака, чтобы соответствовать требованиям к нагрузке без обязательного использования традиционных предохранительных компонентов избыточного давления, таких как обратный клапан, дроссельный клапан, перекрывной клапан, и тому подобное. Демпфирующий воздух незаполненной части объема может применяться в одном или более модулей топливного бака, чтобы соответствовать требованиям к любому типу продольной, поперечной или вертикальной нагрузки без обязательного использования традиционных предохранительных компонентов избыточного давления, таких как обратный клапан, дроссельный клапан, перекрывной клапан, и тому подобное. В дополнение, демпфирующий воздух незаполненной части объема может применяться в одном или более модулей бака для топлива или любого вида жидкости (воды, сточных отходов, и тому подобного), чтобы соответствовать требованиям к любому типу продольной, поперечной или вертикальной нагрузкам на летательном аппарате без необходимого использования традиционных предохранительных компонентов избыточного давления, как описано выше.

Несмотря на то, что изобретение было описано в связи с тем, что в настоящее время считается наиболее практичным и предпочтительным вариантом осуществления, должно быть понятно, что изобретение не должно ограничиваться раскрытым вариантом осуществления, а наоборот, подразумевается покрывающим различные модификации и эквивалентные компоновки, заключенные в пределах его сущности и объема.

Изобретение относится к области авиации, в частности к топливным системам летательных аппаратов. Система топливных баков содержит последовательность многочисленных топливных баков, связанных сборками трубопровода. Сборки трубопровода соединяют топливные баки таким образом, чтобы обеспечить каскадный режим потока топлива последовательно из одного бака в другой в последовательности баков. Достигается повышение безопасности эксплуатации систем дополнительных топливных баков летательного аппарата. 4 н. и 13 з.п. ф-лы, 13 ил.

1. Система топливных баков летательного аппарата, содержащая:
последовательность многочисленных топливных баков; и
сборки трубопровода взаимосвязи, соединяющие по текучей среде пары смежных топливных баков в последовательности, чтобы устанавливать каскадный режим потока топлива последовательно из одного бака в другой бак в последовательности многочисленных топливных баков,
отличающаяся тем, что открытый завершающий конец впускного трубопровода отделен от верхней стенки первого бака предопределенным расстоянием, чтобы создавать незаполненный объем в пределах первого бака.

2. Система топливных баков летательного аппарата по п. 1, в которой сборки трубопровода взаимосвязи содержат:
внешний коллекторный трубопровод, охватывающий расстояние между смежной парой топливных баков,
впускной трубопровод, присоединенный к одному концу коллекторного трубопровода и проходящий в пределах внутренней части первого бака смежной пары, и
выпускной трубопровод, присоединенный к противоположному концу коллекторного трубопровода и проходящий в пределах внутренней части второго бака смежной пары.

3. Система топливных баков летательного аппарата по п. 2, в которой предопределенное расстояние в одном из топливных баков в последовательности равно предопределенному расстоянию в других топливных баках в последовательности.

4. Система топливных баков летательного аппарата по п. 3, в которой предопределенное расстояние в одном из топливных баков в последовательности отличается от предопределенного расстояния в других топливных баках в последовательности.

5. Система топливных баков летательного аппарата по п. 1, дополнительно содержащая вентиляционный трубопровод, присоединенный к последнему баку в последовательности топливных баков для вентиляции топливных баков.

6. Система топливных баков летательного аппарата по п. 1, дополнительно содержащая линию перекачки, присоединенную по текучей среде к первому баку в последовательности топливных баков для перекачки топлива из топливных баков.

7. Система топливных баков летательного аппарата по п. 1, дополнительно содержащая трубопровод дозаправки, присоединенный по текучей среде к первому баку в последовательности топливных баков для дозаправки топливных баков.

8. Топливная система летательного аппарата, содержащая:
последовательность смежных многочисленных топливных баков, каждый имеет внутренний объем для удерживания топлива для летательного аппарата;
сборки трубопровода взаимосвязи, соединяющие по текучей среде пары смежных топливных баков в последовательности, чтобы устанавливать каскадный режим потока топлива последовательно из одного бака в другой бак в последовательности многочисленных топливных баков, при этом,
сборки трубопровода взаимосвязи создают наполненную воздухом незаполненную часть объема в пределах внутреннего объема по меньшей мере одного из топливных баков в последовательности, чтобы демпфировать давление столба топлива в пределах топливного бака в ответ на силу замедления и, тем самым, предотвращать состояние избыточного давления топлива внутри топливного бака,
открытый завершающий конец впускного трубопровода отделен от верхней стенки первого бака предопределенным расстоянием, чтобы создавать незаполненный объем в пределах первого бака.

9. Топливная система летательного аппарата по п. 8, в которой сборки трубопроводов взаимосвязи содержат:
внешний коллекторный трубопровод, охватывающий расстояние между смежной парой топливных баков,
впускной трубопровод, присоединенный к одному концу коллекторного трубопровода и проходящий в пределах внутренней части первого бака смежной пары, и
выпускной трубопровод, присоединенный к противоположному концу коллекторного трубопровода и проходящий в пределах внутренней части второго бака смежной пары.

10. Топливная система летательного аппарата по п. 9, в которой предопределенное расстояние в одном из топливных баков в последовательности равно предопределенному расстоянию в других топливных баках в последовательности.

11. Топливная система летательного аппарата по п. 10, в которой предопределенное расстояние в одном из топливных баков в последовательности отличается от предопределенного расстояния в других топливных баках в последовательности.

12. Топливная система летательного аппарата по п. 8, дополнительно содержащая вентиляционный трубопровод, присоединенный к последнему баку в последовательности топливных баков для вентиляции топливных баков.

13. Топливная система летательного аппарата по п. 8, дополнительно содержащая линию перекачки, присоединенную по текучей среде к первому баку в последовательности топливных баков для перекачки топлива из топливных баков.

14. Топливная система летательного аппарата по п. 8, дополнительно содержащая трубопровод дозаправки, присоединенный по текучей среде к первому баку в последовательности топливных баков для дозаправки топливных баков.

15. Способ обеспечения защиты от избыточного давления для последовательности топливных баков летательного аппарата, состоящий в том, что:
(a) обеспечивают последовательность смежных многочисленных топливных баков, каждый имеет внутренний объем для удерживания топлива для летательного аппарата; и
(b) создают наполненную воздухом незаполненную часть объема в пределах внутреннего объема по меньшей мере одного из топливных баков в последовательности, чтобы демпфировать давление столба топлива в пределах топливного бака в ответ на силу замедления и, тем самым, предотвращать состояние избыточного давления топлива внутри топливного бака, и
(c) снабжают каждый из множества топливных баков неравной наполненной воздухом незаполненной частью объема.

16. Способ по п. 15, в котором этап (b) состоит в том, что
создают наполненную воздухом незаполненную часть объема в пределах внутреннего объема множества топливных баков в последовательности.

17. Летательный аппарат, который содержит систему топливных баков летательного аппарата по п. 1 или 8.