专利名称：具有不同渗透性和选择性膜的多个空气分离组件的在机惰性气体发生系统的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种钝化航空器燃料箱的方法和系统。具体而言，本发明涉及一种采用多个分离组件(ASMs)向航空器燃料箱提供富氮空气(NEA)的方法和系统。ASMs采用具有不同渗透性和选择性的膜，对其进行的具体选择可满足对航空器性能需求的各种变化NEA要求。
由于存在爆炸的危险，某些运载体，特别是航空器须备有在机惰性气体发生系统(OBIGGS)。OBIGGS试图提供提供充足的富氮空气以填充燃料箱中的蒸气空间或气隙，从而降低氧气含量，以减少爆炸的可能。
目前，现有技术中已提出了各种OBIGGS。但是，现有技术中仍然希望开发出尺寸、重量和操作成本降低，但又能在各种操作条件下提供足量的NEA以钝化航空器燃料箱的OBIGGS。
简而言之，本发明采用了多个空气分离组件来分离压力空气成NEA，所述组件包含具有不同渗透性和选择性的膜。可有利地选择这些膜组件从而提供所需的NEA以根据特定性能要求钝化航空器燃料箱，并同时减少系统的整体尺寸、重量和操作成本。
更具体地说，一方面，本发明涉及一种钝化航空器燃料箱的方法。该方法包括下述步骤(a)在有效地产生第一富氮空气物流的条件下，使压缩空气与一个或多个第一膜组件接触；(b)在对富氮空气要求低的期间，将第一富氮空气物流加至燃料箱中；(c)在有效地产生第二富氮空气物流的条件下，使压缩空气与一个或多个第二膜组件接触；(d)在对富氮空气要求高的期间，将第二富氮空气物流加至燃料箱中。与第二膜组件相比，第一膜组件具有较低的O2渗透性和较高的O2/N2选择性。
另一方面，本发明涉及一种钝化航空器燃料箱的系统，该系统包括(a)用于分离压缩空气成含富氧空气的第一渗透物物流和含富氮空气的第一渗余物物流的一个或多个第一膜组件；(b)用于在对富氮空气要求低的期间，将第一渗余物物流传送至燃料箱的第一导管；(c)用于分离压缩空气成含富氧空气的第二渗透物物流和含富氮空气的第二渗余物物流的一个或多个第一膜组件；(d)用于在对富氮空气要求高的期间，将第二渗余物物流传送至燃料箱的第二导管。与第二膜组件相比，第一膜组件具有较低的O2渗透性和较高的O2/N2选择性。
本文中，“对富氮空气要求低的期间”是指如下的情形，一个或多个膜组件的体积排出量可产生足够的NEA以保持在航空器燃料箱的气隙中氧浓度保持在低于爆炸限制，所述限制目前据信为约9％(体积)或更低。
这一期间的一个实例包括航空器在巡航时或保持固定高度时。
另一方面，“对富氮空气要求高的期间”是指如下的情形，一个或多个膜组件的体积排出量不能产生足够的NEA以保持在航空器燃料箱的气隙中氧浓度保持在低于爆炸限制。这一期间包括上升、下降及中间空中补给燃料时。
发明详述在航空器飞行的固定高度或巡航阶段，需要较少的NEA以保持在航空器燃料箱的气隙中氧浓度保持在低于爆炸限制。因此，有可能使用能量更有效的，更高性能的膜组件来供应所需的NEA。
因此，在低NEA要求期间，在有效地产生第一NEA物流的条件下，使压缩空气与一个或多个第一膜组件接触。
压缩空气可来源于任何航空器在机来源，如发动机排出空气、来自航空器环境控制装置的排出空气或来自独立压缩机的空气。不管压缩空气的来源如何，通常其包含约21％(体积)的O2，78％(体积)的N2和痕量的Ar及其它气体。但是，在高海拔下空气中的氧浓度较低。
在转化成穿过膜的驱动力的压缩空气压力与需要进行所需分离的膜组件的数量，从而与系统的尺寸和重量之间存在一定的关系。例如，业已发现，将压缩空气的压力从30psig(308.0kpa)增至50psig(445.8kPa)可减少组件重量以及减少其总尺寸超过50％。从而，优选压缩空气的压力为10psig(170.2kPa)至300psig(2168.3kPa)，更优选20psig(239.1kPa)至100psig(790.3kPa)。穿过膜的驱动力也受膜渗透物一侧施加的真空的作用或增强。
第一膜组件包含一种优先渗透氧气而保留氮气的膜材料。此外，可有利地选择使第一膜组件与第二膜组件相比，其具有较低的O2渗透性和较高的O2/N2选择性。
优选地，选择第一膜组件在操作条件下测得的O2渗透性至少为10GPU(10-6cm3/cm2·sec·cm-hg)和O2/N2选择性至少为4.0。更优选地，第一膜组件的O2渗透性至少为30GPU(10-6cm3/cm2·sec·cm-hg)和O2/N2选择性至少为5.0。
具有上述性质的膜组件在现有技术中是公知的。它们通常被称高性能膜。例如，但不受限制地，在第一膜组件中的膜材料可由下述成分制成纤维素衍生物、聚酰胺、聚酰亚胺、聚酰胺-聚酰亚胺、聚砜，它们的共聚物和掺混物。
膜材料优选为不对称或复合中空纤维，但也可为卷形和板形及框架筒(frame cartridge)。更优选的是，第一膜组件包含中间纤维，如下述文献所述，这些文献引入本文作为参考U.S.专利4,230,463；4,983,191；5,015,270；5,085,676；和5,096,468，以及EP 0207 721A2。
压缩空气和/或膜的温度对膜组件的渗透性和选择性均有影响。例如，对于给定的空气流速和压力来说，膜的渗透性随温度增加而增加。因此，优选使压缩空气与第一膜组件在0-100℃下接触，更优选0-80℃。当然，在进行接触步骤之前也可对压缩空气进行加热，以使膜组件的生产能力最大化。
加至第一膜组件中的压缩空气的流速可根据航空器燃料箱对具体NEA的需要变化。但是，加至第一膜组件中的压缩空气的流速通常应足以向燃料箱提供足够的NEA以在低要求期间如巡航时在航空器燃料箱的气隙中氧浓度保持在低于爆炸限制，即9％(体积)O2或更低。
优选第一NEA物流的流速为0.05lbs/mm(0.023kg/min)至20lbs/min(9.091kg/min)，氧含量为9％(体积)或更低。更优选第一NEA物流的流速为0.5lbs/min(0.227kg/min)至2.0lbs/min(0.909kg/min)，氧含量为5％(体积)或更低。有利地，第一NEA物流在低NEA要求期间引入航空器的燃料箱中，以保持在航空器燃料箱的气隙中氧浓度低于爆炸限制。
在某些飞行过程如上升和下降过程中，第一膜组件不可能向航空器燃料箱提供足够的NEA物流在保持在航空器燃料箱的气隙中氧浓度低于爆炸限制。因此，应当有利地采用低效但高生产能力的膜组件以供应所需的NEA。
与第一膜组件类似，第二膜组分包含一种优先渗透氧气而保留氮气的膜材料。但是，在第二膜组件中的膜材料优选具有较高的渗透性从而满足在飞行期间如上升和下降时对NEA的较高的要求。
优选地，第二膜组件在操作条件下测得的O2渗透性至少为100GPU(10-6cm3/cm2·sec·cm-hg)和O2/N2选择性至少为1.5。更优选地，第二膜组件的O2渗透性至少为200GPU(10-6cm3/cm2·sec·cm-hg)和O2/N2选择性至少为2.0。这些膜组件通常被称为具有超高渗透性的膜。
各种此类的膜材料在现有技术中是公知的。例如，但不受限制地，发现可以采用纤维素衍生物、聚酰胺、聚酰亚胺、聚酰胺-聚酰亚胺、聚砜，它们的共聚物和掺混物。膜材料优选为不对称或复合中空纤维，但也可为卷形和板形及框架筒。更优选的是，第二膜组件包含中间纤维，如下述文献所述，这些文献引入本文作为参考U.S.专利4,717,394；5,034,024；和5,051,114，以及EP 0 207 721 A2。
压缩空气与第二膜组件在压缩空气与第一膜组件相同的条件下进行接触。但是，由于在高NEA要求期间，需要更多的NEA来填充燃料箱中的气隙，因此，与第一NEA物流相比，第二NEA物流通常并不必要具有较高的流速和较高的氧含量。
优选第二NEA物流的流速为5lbs/min(2.273kg/min)至100lbs/min(45.455kg/min)，氧含量为9％(体积)或更低。更优选第二NEA物流的流速为10lbs/min(4.545kg/min)至50lbs/min(22.727kg/min)。有利地，第二NEA物流在高NEA要求期间引入航空器的燃料箱中，以保持在航空器燃料箱的气隙中氧浓度低于爆炸限制。
根据当时对航空器的具体NEA的要求，可使第二NEA物流与第一NEA物流一起或代替第一NEA物流加入燃料箱。为了减少能量消耗，当来自这些组件的NEA不需要满足航空器的要求时，在每一套中的一个或多个膜组件可关闭。
进而，第一和第二NEA物流中的一种或两种可直接引入燃料箱的液体燃料中，如通过鼓泡机，以从燃料中除去溶解的O2。优选地，将第一NEA物流引入液体燃料中。本领域的技术人员易于理解，这种实施方案可进一步减少爆炸的危险。
对于两套膜组件来说，如果在每套中采用超过一个组件，则在每套中的多个组件可串联设置或并联设置。如果采用串联设置，则组件的NEA渗余物物流可用作该套组件中另一个组件的进料。此外，渗透物物流或渗余物物流或两者均可循环至前一组件以使组件的分离效率最大化。
另一方面，本发明涉及实施上述方法的系统。该系统包含两套用于将压缩空气分离成含富氧空气的渗透物物流和含富氮空气的渗余物物流。每一套组件具有不同的渗透性和选择性。特别是，相对于第二套膜组件，选择第一套膜组件具有较低的O2渗透性，但具有较高的O2/N2选择性。
优选地，第一膜组件的O2渗透性至少为10GPU(10-6cm3/cm2·sec·cm-hg)和O2/N2选择性至少为4.0，而第二膜组件的O2渗透性至少为100GPU(10-6cm3/cm2·sec·cm-hg)和O2/N2选择性至少为1.5。更优选地，第一膜组件的O2渗透性至少为30GPU(10-6cm3/cm2·sec·cm-hg)和O2/N2选择性至少为5.0，第二膜组件的O2渗透性至少为200GPU(10-6cm3/cm2·sec·cm-hg)和O2/N2选择性至少为2.0。
两套膜组件均包含压缩空气入口和NEA物流出口。每一NEA物流出口与用于将NEA物流从膜组件传送至航空器燃料箱的气隙中的导管连接。每一出口均可与分离导管连接。或者，根据需要，出口可连接到将NEA带入燃料箱中的普通导管上。该系统也可包含用于将第一NEA物流或第二NEA物流或两者均引入航空器燃料箱中的液体燃料中的第三导管，从而至少释放一部分在燃料中溶解的O2。
第一膜组件与第二膜组件可以一束在一束中的构造设置，如U.S.专利5,013,331所述，该文献引入本文作为参考。例如，一个第一膜组件可设置作为外束，而一个第二膜组件可为内束。这种一种设置可显著地减少系统的整体尺寸和重量。
在参考优选的实施方案说明本发明的同时，应当理解，本领域的技术人员将易于得到各种变化和改进。这些变化和改进均被认为在本
权利要求
1.一种钝化航空器燃料箱的方法，该方法包括下述步骤(a)在有效地产生第一富氮空气物流的条件下，使压缩空气与一个或多个第一膜组件接触；(b)在对富氮空气要求低的期间，将第一富氮空气物流加至燃料箱中；(c)在有效地产生第二富氮空气物流的条件下，使压缩空气与一个或多个第二膜组件接触；(d)在对富氮空气要求高的期间，将第二富氮空气物流加至燃料箱中，其中，与第二膜组件相比，第一膜组件具有较低的O2渗透性和较高的O2/N2选择性。
2.根据权利要求1的方法，其中，所述的低要求期间包括巡航期间。
3.根据权利要求1的方法，其中，所述的高要求期间包括上升期间或下降期间或两个期间。
4.根据权利要求1的方法，进一步包括在有效地至少释放一部分溶解于燃料中的O2的条件下，将所述第一富氮空气物流和所述第二富氮空气物流中的至少一种引入所述燃料箱的燃料中。
5.根据权利要求4的方法，其中，将所述第一富氮空气物流引入所述燃料箱的燃料中以释放一部分溶解于燃料中的O2。
6.根据权利要求1的方法，其中，所述的第一富氮空气物流的流速低于所述的第二富氮空气物流。
7.根据权利要求1的方法，其中，在9％(体积)O2或更低时，所述的第一富氮空气物流的流速为0.05至20lbs/min，在9％(体积)O2或更低时，所述的第二富氮空气物流的流速为5至100lbs/min。
8.根据权利要求7的方法，其中，在5％(体积)O2或更低时，所述的第一富氮空气物流的流速为0.5至2.0lbs/min，在9％(体积)O2或更低时，所述的第二富氮空气物流的流速为5至50lbs/min。
9.根据权利要求1的方法，其中，所述的第一膜组件的O2渗透性至少为10GPU，O2/N2选择性至少为4.0，所述的第二膜组件的O2渗透性至少为100GPU，O2/N2选择性至少为1.5。
10.根据权利要求9的方法，其中，所述的第一膜组件的O2渗透性至少为30GPU，O2/N2选择性至少为5.0，所述的第二膜组件的O2渗透性至少为200GPU，O2/N2选择性至少为2。
11.根据权利要求1的方法，其中，所述的压缩空气包含排出的空气。
12.根据权利要求1的方法，其中，所述的压缩空气的压力为10至300psig。
13.根据权利要求1的方法，还包括在对富氮空气高需要期间，将所述的第一富氮空气物流和所述的第二富氮空气物流引入所述的燃料箱中。
14.一种钝化航空器燃料箱的方法。该方法包括下述步骤(a)在有效地产生第一富氮空气物流的条件下，使压缩空气与一个或多个第一膜组件接触；(b)在巡航期间，将第一富氮空气物流加至燃料箱中；(c)在有效地产生第二富氮空气物流的条件下，使压缩空气与一个或多个第二膜组件接触；(d)在上升或下降或在两种期间，将第二富氮空气物流加至燃料箱中，其中，与第二膜组件相比，第一膜组件具有较低的O2渗透性和较高的O2/N2选择性。
15.根据权利要求14的方法，进一步包括在有效地至少释放一部分溶解于燃料中的O2的条件下，将所述第一富氮空气物流和所述第二富氮空气物流中的至少一种引入所述燃料箱的燃料中。
16.根据权利要求15的方法，其中，将所述第一富氮空气物流引入所述燃料箱的燃料中以释放一部分溶解于燃料中的O2。
17.根据权利要求14的方法，其中，所述的第一富氮空气物流的流速低于所述的第二富氮空气物流。
18.根据权利要求14的方法，其中，在9％(体积)O2或更低时，所述的第一富氮空气物流的流速为0.05至20lbs/min，在9％(体积)O2或更低时，所述的第二富氮空气物流的流速为5至100lbs/min。
19.根据权利要求18的方法，其中，在5％(体积)O2或更低下，所述的第一富氮空气物流的流速为0.5至2.0lbs/min，在9％(体积)O2或更低下，所述的第二富氮空气物流的流速为5至50lbs/min。
20.根据权利要求14的方法，其中，所述的第一膜组件的O2渗透性至少为10GPU，O2/N2选择性至少为4.0，所述的第二膜组件的O2渗透性至少为100GPU，O2/N2选择性至少为1.5。
21.根据权利要求20的方法，其中，所述的第一膜组件的O2渗透性至少为30GPU，O2/N2选择性至少为5.0，所述的第二膜组件的O2渗透性至少为200GPU，O2/N2选择性至少为2。
22.根据权利要求14的方法，其中，所述的压缩空气包含排出的空气。
23.根据权利要求14的方法，其中，所述的压缩空气的压力为10至300psig。
24.根据权利要求14的方法，还包括在上升期间、下降期间或在两种期间，将所述的第一富氮空气物流和所述的第二富氮空气物流引入所述的燃料箱中。
25.一种钝化航空器燃料箱的系统，该系统包括(a)用于分离压缩空气成含富氧空气的第一渗透物物流和含富氮空气的第一渗余物物流的一个或多个第一膜组件；(b)用于在对富氮空气要求低的期间，将第一渗余物物流传送至燃料箱的第一导管；(c)用于分离压缩空气成含富氧空气的第二渗透物物流和含富氮空气的第二渗余物物流的一个或多个第二膜组件；(d)用于在对富氮空气要求高的期间，将第二渗余物物流传送至燃料箱的第二导管，其中，与第二膜组件相比，第一膜组件具有较低的O2渗透性和较高的O2/N2选择性。
26.根据权利要求25的系统，进一步包含用于将第一渗余物物流或第二渗余物物流或两者均引入航空器燃料箱中的液体燃料中的第三导管，从而至少释放一部分在燃料中溶解的O2。
27.根据权利要求25的系统，其中，所述的第一膜组件的O2渗透性至少为10GPU，O2/N2选择性至少为4.0，所述的第二膜组件的O2渗透性至少为100GPU，O2/N2选择性至少为1.5。
28.根据权利要求27的系统，其中，所述的第一膜组件的O2渗透性至少为30GPU，O2/N2选择性至少为5.0，所述的第二膜组件的O2渗透性至少为200GPU，O2/N2选择性至少为2。
29.根据权利要求25的系统，其中，所述的第一膜组件和所述的第二膜组件以一束在一束中的构造设置。
30.根据权利要求29的系统，其中，所述的第一导管和所述的第二导管具有公共部分。
全文摘要
本发明涉及一种采用多个分离组件(ASMs)向航空器燃料箱提供富氮空气(NEA)的方法和系统。ASMs采用具有不同渗透性和选择性的膜,对其进行的具体选择可满足对航空器性能需求的各种变化NEA要求。
文档编号B64D37/32GK1307528SQ99808106
公开日2001年8月8日 申请日期1999年6月30日 优先权日1998年6月30日
发明者K·S·比尔斯, C·L·安德森 申请人:液体空气乔治洛德方法利用和研究有限公司