专利名称：满足带附加燃料箱的航空器的结构载荷要求的系统和方法
技术领域：
本文公开的本实施例总的来说涉及航空器燃料系统，更具体地涉及安装在航空器机身上的附加燃料箱系统，并涉及提供满足燃料箱结构的结构载荷要求的方法。
背景技术：
商用和军用运输航空器典型地设计为在给定的航程内和/或以给定的续航时间运载给定的乘客、货物、或乘客和货物的载荷。在偶然情况下，航空器的航程和/或续航时间可能需要增加。这样的延长的航程和/或续航时间可通过在航空器内安装附加或辅助燃料箱系统来实现，这典型地通过将燃料箱物理地定位在航空器机身货物空间(即，在航空器的位于乘客甲板下方的加压机身内的空间)内来进行。常规的辅助燃料箱系统典型地包括附加燃料箱及其管理在燃料箱内载有的附加燃料所需的各设备、歧管和固定件。所述附加燃料箱和系统可通过多种构造实施，例如使得燃料箱安装在航空器外的机翼下方或使得燃料箱在机身内。所述附加燃料箱和系统可构造为直接将燃料供给到发动机，或将燃料传输到其他燃料箱且从所述其他燃料箱供给航空器发动机，和/或用于控制航空器重心，或甚至将燃料传输到飞行中的其他航空器或其他地面车辆。辅助燃料箱系统本身是已知的。例如，在美国专利No. 6，889，940，No. 7，040, 579 和No. 7，051，979 (在此通过引用全文合并)中提出提供辅助燃料箱系统，所述辅助燃料箱系统构思为在每个燃料箱内提供多种分开的歧管组件(例如，燃料入口和出口歧管和通风歧管等)。通过将燃料箱组件以并排相邻的构造定位，所述燃料箱组件的各内部歧管可连接到一起，以提供可与航空器的机载燃料管理系统在操作上相互连接的燃料箱系统。在前述常规的辅助燃料箱系统内可能遇到的困难涉及将燃料箱相互连接以将流体在两个方向上(即出入各燃料箱)传输的歧管。在一般平行于航空器纵向轴线(且因此平行于定位在航空器机身内的辅助燃料箱行)的方向的高加速或减速的情况中，如果燃料箱通过一个或多个歧管相互流体连接且允许燃料以级联的方式从一个燃料箱移到另一个燃料箱，则在燃料箱行中的最后的燃料箱(多个燃料箱)内作为响应而产生的压力可能达到远高于燃料箱的结构极限的值。结果，存在潜在损坏或甚至破坏燃料箱的实际风险。更近期地，美国专利No. 7，648，103 (其全部内容在此通过引用明确合并)已公开了辅助燃料箱组件，辅助燃料箱组件具有安装在燃料箱体内的释放歧管组件，以防止在燃料箱体的内部空间内由于引入到所述内部空间的超过了内部空间内允许的燃料最大可允许体积的过量的燃料而发生过压情况。释放歧管组件因此包括缓冲容器，所述缓冲容器限定了燃料箱体内的在燃料箱体的上壁和下壁之间竖直延伸的内部缓冲室。缓冲容器包括位于其下端处靠近燃料箱体的下壁的且直接暴露于保持在燃料箱体的内部空间内所保持的
4燃料的开口。与释放分支导管相关的释放阀维持了缓冲容器内的压力下的空气柱。当燃料箱体内达到最大可允许燃料时，空气柱的压力将导致释放阀打开，因此将空气柱通过释放阀通风，且允许一些燃料进入内部缓冲室且因此解除了过压情况。
发明内容
根据本发明的一个方面提供了航空器燃料箱，所述航空器燃料箱包括限定用于容纳航空器燃料的内部空间的燃料箱体；在燃料箱模块之间构造为补充燃料且将燃料以级联模式从其传输的互连管线；和有意设置的(intentional)填充空气的空余量(ullage)空间，所述有意设置的填充空气的空余量空间与燃料箱体在操作上相关以防止燃料箱体的内部空间内的过压情况。根据优选实施例，内部空余量可通过将互连管相对于燃料箱模块的高度预定定位在各燃料箱模块内侧而获得。内部空余量因此可构造为根据辅助燃料箱的结构设计或结构载荷要求，使得空余量空间可存在于所有燃料箱模块内，或仅存在于一些燃料箱模块内。燃料箱模块的流体互连以级联方式实现。术语“级联”指燃料从一个燃料箱到另一个相邻的燃料箱的燃料的补充和/或传输以及通风通过燃料从序列连接的燃料箱组内的一个燃料箱向下一个燃料箱的顺序的燃料流动完成。通风管线在级联序列中的最后的燃料箱内连接，且因此允许空气溢出各辅助燃料箱到大气或航空器内的其他位置处。根据一些实施例，航空器燃料箱将包括定位在燃料箱体外的互连导管；在每个燃料箱体壁上的互连入口，以允许通过其到达限定的内部空间；位于限定的内部空间内燃料箱体的底部上和顶壁上的内部凹陷；和定位在燃料箱体的内部空间内的一个或多个内部分支管线。通风管线组件将最优选地包括定位在燃料箱体外的通风导管；在最后的燃料补充的燃料箱模块的壁内、以允许通过其到达限定的内部空间的通风入口 ；位于限定的内部空间内燃料箱体的顶壁上的内部凹陷；和定位在燃料箱的内部空间内且建立了内部凹陷和外部通风导管之间通过通风入口的流体连通的内部管线。在其他方面中提供了航空器燃料箱系统，所述燃料箱系统适合于安装在航空器的机身部分内以供给航空器的主燃料系统，燃料箱系统包括至少一个燃料箱，所述燃料箱具有限定内部空间的箱体，所述内部空间用于包含航空器燃料，且尺寸设定为且构造为定位在航空器的机身部分内，至少一个流体互连组件在操作上联接到至少一个燃料箱以与限定的内部空间流体连通；和至少一个位于燃料箱外且适合于将至少一个流体互连组件流体连接到航空器的主燃料系统的至少一个控制盒。根据本发明的实施例，提供燃料箱体内的至少一个有意预定的填充空气的空余量，以防止在高减速度期间的过压情况。多个航空器燃料箱可因此相互相邻定位，优选地定位在航空器的机身(例如，货舱)内，一般沿航空器的纵向轴线布置。在这样的实施例中，前燃料箱系统可定位在机身舱的前部分内，且后燃料箱系统可定位在机身舱的后部分内。前燃料箱系统和后燃料箱系统的每个将最优选地包括相互相邻定位的且一般沿航空器的纵向轴线布置的多个航空器燃料箱。在仔细考虑如下对于本发明的优选的典型实施例的详细描述之后，本发明的这些和其他方面和优点将变得更清楚。
通过参考典型的非限制性图示实施例的如下详细描述并结合附图，将更好且更完整地理解本发明的公开的实施例，各图为图1是带有根据本发明的一个优选实施例的前机身燃料箱系统和后机身燃料箱系统的航空器的示意性顶部透视图；图2是图1中示出的前机身燃料箱系统的示意性顶部透视图，且图中特别地示出了燃料箱模块的每个之间的级联类型的互连系统(互连管线)，包括通风管线、传输控制盒、传输管线和燃料补充管线；图3是图2中示出的前机身燃料箱系统的另一个示意性顶部透视图，图中示出了燃料箱互连管线和通风管线；图4是图2中示出的前机身燃料箱系统的示意性顶部透视图，但图中仅示出了燃料传输管线和燃料补充管线；图5是图2中示出的前机身燃料箱系统的示意性顶部透视图，但图中仅示出了带有空余量释放构造的燃料箱；图6是图5中示出的燃料箱的示意性详细视图，以维持空余量构造，其中通过尺寸 “H”的预先选择的设定，将空余量的量构造为，对于每个模块来说空余量体积是相等或不同的值；图7是图1中示出的后机身燃料箱系统的示意性顶部透视图，且图中特别地示出了在燃料箱模块(互连管线)的每个之间的级联类型的互连系统，包括通风管线、传输控制盒、传输管线和燃料补充管线；图8是图7中示出的后机身燃料箱系统的另一个示意性顶部透视图，图中示出了燃料箱互连管线和通风管线，且还部分地示出了燃料补充管线；图9是图6中示出的后机身燃料箱系统的示意性顶部透视图，但图中仅示出了燃料传输管线；图10是图7中示出的后机身燃料箱系统的示意性顶部透视图，但图中仅示出了带有空余量释放构造的燃料箱；图11是图10中示出的燃料箱的示意性细节视图，以维持空余量构造，其中通过尺寸“H”的预先选择的设定，将空余量的量构造为，对于每个模块来说空余量体积是相等或不同的值；图12是在正常飞行期间或地面高度和对于每个燃料箱的不同的有意设置的空余量体积示出的(前或后)辅助燃料箱模块的三个中的级联互连系统的示意性视图；和图13是类似于图12的视图，但图中示出了有意设置的空余量体积衰减燃料柱 (缓冲)，且避免最前方燃料箱模块内在例如沿航空器的纵向轴线负(_) 9G力的高减速情况期间的过压。
具体实施例方式如下的公开描述了可应用于航空器的附加或辅助燃料箱系统的修改，所述修改可改进这种系统及其部件的产生、组装、安装、检查和维护。在本专利申请的附图中示出的许多细节、尺寸、角度和其他特征仅图示了本发明的特定实施例。因此，其他实施例可具有其他细节、尺寸、角度和特征，而不偏离本发明的精神或范围。如在图1中示意性地示出的，航空器10具有机身10-1，一般从机身10-1横向延伸的一对机翼10-2，和向航空器10提供要求的推力的安装在机翼上的发动机10-3。在此方面，虽然示出了多个安装在机翼上的发动机10-3，但当然应该理解的是，本发明可令人满意的利用一个或多个安装在机身上的发动机。在航空器10的航向轴线和俯仰轴线上的稳定性分别通过安装在尾部的竖直稳定器10-4和水平稳定器10-5提供。如常规情况那样，航空器机身10-1设有前货舱IO-Ia和后货舱10-lb，通过一个或多个货舱门(未示出)可分别到达所述前货舱IO-Ia和后货舱ΙΟ-lb。分别定位在所述前货舱IO-Ia和后货舱IO-Ib内的前燃料箱系统100和后燃料箱系统200各具有相应的许多单独的燃料箱102、202。前燃料箱系统100和后燃料箱系统200的单独燃料箱102、202中的每个分别最优选地确定尺寸，且构造为允许通过前货舱门和后货舱门，以分别可移除地定位在前货舱IO-Ia和后货舱IO-Ib内。当然，如果希望，前燃料箱系统100和后燃料箱系统200分别可更永久地安装到航空器机身结构。前燃料箱系统100和后燃料箱系统200分别在操作上互连到航空器的机载燃料系统FS，所述航空器的机载燃料系统FS例如包括主航空器燃料箱系统10-6 (例如，航空器的机翼燃料箱10- 及其相关的泵、导管、液面传感器等)和燃料管理系统(FMS) 10-7(例如， 安装在驾驶舱的在操作上联接到主航空器燃料箱系统的燃料管理仪表、监测器和/或控制器)。互连到机载燃料管理系统FMS允许分别包含在前燃料箱系统100和后燃料箱系统200 内的燃料在飞行期间可适当地被监测且传输到航空器的主燃料箱，以确保将充足的燃料供给到发动机10-3。图2至6更详细地示出了前燃料箱系统100的结构部件。如图所示，前燃料箱系统100包括相邻地序列安装、形成一般沿航空器10的纵向轴线延伸的燃料箱行的燃料箱 102。为了增进将在下文中更详细地描述的多种燃料箱部件的可视性的目的，燃料箱102在图2至6中以虚线示出。还将观察到的是，前燃料箱系统100内的数个燃料箱102(在图2 中标识为序列IOOa中的燃料箱)与其后的其余燃料箱102(在图2中标识为序列IOOb中的燃料箱)相比具有更小的内部空间。这样的尺寸(因此内部燃料容量)差异允许燃料箱定位在货舱内保持与其他航空器结构和部件(例如，收回的前起落架)相邻，同时仍使由前燃料箱系统100提供的可利用燃料容量最大。应该理解的是，分别在前燃料箱系统100或后燃料箱系统200内所采用的单独的燃料箱的具体尺寸和/或形状不是关键的。同样，事实上可提供燃料箱的任何尺寸和/或形状以被容纳在多种航空器机身内。因此如将从如下的论述中所理解的，即使分别在前燃料箱系统100和/或后燃料箱系统200内的单独的燃料箱的一个或多个可以具有不同的尺寸和/或形状，但其仍将具有类似的结构子组件和功能属性。相邻对燃料箱102通过互连导管组件104相互连接，所述互连导管组件104包括定位在燃料箱102外的互连的歧管导管104-1。导管104-1将使一端流体连接到入口导管 104-2，且使其另一端流体连接到排放导管104-3。导管104-2和104-3中的每个定位在相邻对燃料箱102的相应一个的内部空间内。如在图5和图6中可能更清楚地示出的，导管104-3在其上端处连接到歧管导管 104-1且向下延伸，因此其相对端在燃料箱102的底壁附近终止。导管104-2在其上端连接到歧管导管104-1且延伸到燃料箱102内，以在(优选向外扩大的)入口开口 104-4处终止，所述入口开口 104-4与燃料箱102的上壁102-1成具有尺寸“H”的间隔关系。将导管 104-2的入口开口 104-4与燃料箱102的上壁分开的尺寸“H”因此将预先确定燃料箱102 的每个内的空余量102-2。燃料箱102因此通过互连导管组件104相互流体互连，使得燃料箱102的每个以级联模式补充燃料，所述模式是使得最靠近机翼主燃料箱的燃料箱102首先补充燃料的方式。在第一燃料箱102经由燃料供给导管103供给燃料后，燃料将因此流过该互连导管组件104，且流入到序列中的下一个燃料箱102，因此为其供给燃料。以连续的类似方式，在前燃料箱系统100内的所有燃料箱102可被供给燃料。燃料箱102也以级联模式通风，直至序列中的最后的燃料箱102(即，对于前燃料箱系统100，该燃料箱将是燃料箱102中的最前方的一个)，这因而提供了经由内部通风导管105-1的通风路径。提供了燃料箱102之外的通风导管105且所述通风导管105连接到与序列中的最后燃料箱相关的内部通风导管105-1，以提供通向机翼主燃料箱和/或直接位于机身内的点的通风路径，使得实现了燃料蒸汽在航空器内的适当区域内的通风(例如，机翼燃料箱的缓冲燃料箱(surge tank))。在从前辅助燃料箱102向机翼主燃料箱传输燃料期间，燃料以与补充燃料操作相反的次序被传输。即，燃料箱102以与补充燃料相反的次序被排空。这可通过数个已知的装置例如燃料泵进行，所述装置利用航空器舱内和大气之间的压力差、来自发动机或APU的进气、压缩空气等。燃料传输导管106因此仅连接到最靠近机翼主燃料箱的燃料箱102，且因此在可通过位于传输控制盒107a和107b内的阀控制时，可将燃料传输到机翼主燃料箱， 或作为选择直接传输到发动机10-3。后燃料箱系统200 —般在结构和功能上非常类似于以上所述的前燃料箱系统 100。因此，在图7至图11中所示出的与后燃料箱系统200相关的结构具有与前燃料箱系统100类似的附图标号，不同之处在于后燃料箱系统200的附图标号在“200”的序列中，而前燃料箱系统100的附图标号在“100”的序列中。将观察到的是，后燃料箱系统200包括一般位于航空器前方的较大容量的燃料箱202的序列200a，和一般位于航空器后方的较小容量的燃料箱202的序列200b。燃料箱 202 一般沿航空器10的纵向轴线相互纵向相邻地布置。在燃料箱202的序列200a和200b 之间可存在间隔200c，以容纳与燃料传输导管206在操作上相关的控制盒207a和207b。如在前燃料箱系统100中的情况，后燃料箱系统200的相邻对燃料箱202通过互连导管组件204相互连接，所述互连导管组件204包括定位在燃料箱202之外的互连歧管导管204-1。导管204-1将使一端流体连接到入口导管204-2，且使其另一端流体连接到排放导管204-3。导管204-2和204-3中的每个定位在相邻对燃料箱202的相应一个的内部空间内。如在图10和图11中可能更清晰地示出的，导管204-3在其上端处连接到歧管导管204-1，且向下延伸使其相对端在燃料箱202的底壁附近终止。导管204-2在其上端处连接到歧管导管204-1，且延伸到燃料箱202内，以在(优选向外扩大的)入口开口 204-4处终止，所述入口开口 204-4与燃料箱202的上壁202-1成具有尺寸“H”的间隔关系。将导管204-2的入口开口 204-4与燃料箱202的上壁202-1分开的尺寸“H”因此将预先确定燃料箱202的每个内的空余量202-2。燃料箱202因此通过互连导管组件204相互流体互连，使得燃料箱202的每个以级联模式补充燃料，所述模式是使得最靠近机翼主燃料箱的燃料箱202首先补充燃料的方式。在第一燃料箱202通过燃料供给导管203供给燃料后，燃料将因此流过该互连导管组件204，且流入到序列中的下一个燃料箱202，因此为其供给燃料。以连续的类似方式，在后燃料箱系统200内的所有燃料箱202可供给燃料。燃料箱202也以级联模式通风，直至序列中的最后的燃料箱202(即对于后燃料箱系统200，该燃料箱将是燃料箱202的最后方的一个)，这因而提供了经由内部通风导管 205-1的通风路径。提供了燃料箱202之外的通风导管205且所述通风导管205连接到与序列中的最后燃料箱相关的内通风导管205-1，以提供通向机翼主燃料箱和/或直接位于机身内点通风路径，使得实现了燃料蒸汽在航空器内的适当区域内的通风(例如，机翼燃料箱的缓冲燃料箱)。在从后辅助燃料箱202向机翼主燃料箱传输燃料期间，燃料以与补充燃料操作相反的次序被传输。即，燃料箱202以与补充燃料相反的次序被排空。这可通过数个已知的装置例如燃料泵进行，所述装置利用航空器舱内和大气之间的压力差、来自发动机或APU的进气、压缩空气等。燃料传输导管206因此仅连接到最靠近机翼主燃料箱的燃料箱202，且因此在可通过位于传输控制盒207a和207b内的阀控制时，可将燃料传输到机翼主燃料箱， 或作为选择直接传输到发动机10-3。分别在燃料箱系统100、200内的燃料箱102、202之间的流体互连的级联模式允许
在燃料箱之间仅采用一个流体管线。这又产生在制造、检查和/或组装上更简单、更轻便且更实际的系统。用于运输类型的航空器的燃料系统必须满足多种特定的要求，包括燃料箱在结构设计上考虑到高纵向减速。如果假定燃料箱全满(即，无任何内部空气空间)，则在高减速期间的燃料柱的压力可能达到70磅/平方英寸(psig)，这是因为前和/或后燃料箱的纵向长度在高减速期间实质上完全是燃料柱。在此情况中，燃料箱的设计导致远远更重的辅助燃料系统，其原因是抵抗此增加的设计压力载荷所需的结构强化。这样的增重的结果是整个辅助燃料箱设计方案可能因为不可行而陷入困境。为解决此问题，辅助燃料箱系统可使用多种过压安全部件，例如止回阀、旋转阀和 /或在每个燃料单元之间的限制器，以将高减速期间成行的所有燃料箱的整个燃料柱降低到等价于单个单元的单独燃料柱。然而，这样的技术不是此问题的理想的解决方法，这是因为在这样的设计中所要求的部件具有隐藏的故障可能性。即，不为机组人员提供关于部件完整性的任何指示。此特征因此可能不利地影响航空器的可靠性和调度便利性，这是因为该类型的部件要求频繁的物理检查。对此问题的另一个解决方法是在每个燃料单元内使用关闭阀以控制补充燃料和传输操作，而无隐藏的故障。在这样的解决方法中，该类型的阀可因而使用多种传感器被电监测。然而，这种现有的解决方法将辅助燃料系统的复杂性和成本增加到使其可能对于中小型航空器不可行的程度，这是因为该类型的航空器可能载有小燃料箱。为解决所述问题且维持辅助燃料系统产品的竞争力，本发明的一个优选实施例提供了满足这些要求的装置。特别地，根据本发明的优选实施例，在燃料单元的至少一些或每一个内侧内部提供所计算的空气体积，使得在高减速情况期间，可获得空气体积以物理上衰减各单元的燃料柱压力。因此以此方式，燃料压力柱的幅度可维持在比没有如在图12和图13中所示出的此空气体积的情况下所达到的值更低的值。因此可提供这样的构造，使得每个燃料箱102(20 内的压力选择地不大于与此特定的燃料箱102 (20 的长度相等价的压力。此设计灵活性允许燃料箱的结构被优化，其有益效果是燃料箱可在结构上更轻。另一个优点是，不必要求燃料单元之间的常规过压安全部件和/或关闭阀，因此消除了与之伴随的隐藏的故障模式，且增加了航空器的调度可靠性和可利用性。空气体积可分别通过内部导管104-2的开口端末端104-4 (204-4)和燃料箱 102(202)中的每个的顶壁102-1 (202-1)之间的高度“H”的受控的设计(见图6和图11)， 而分别引入到燃料箱系统100(200)的序列燃料箱102(20 中的所有燃料箱或仅一些燃料箱内。在此方面，尺寸高度(即图6和图11中的尺寸“H”)越大，则在燃料箱102(202) 内存储的空气体积将越大。此特征因此允许分别在每个燃料箱102(20 内提供相等的或不同的空气体积空余量102-2 Q02-2)，这通过以预先确定方式设定每个燃料箱102(202) 内的开口端末端104-4(204-4)和此燃料箱102(202)的内部顶壁之间的必需的距离来进行。例如，如在图12中所示，内部导管104-2(204-2)的开口端末端104-4(204-4)和燃料箱102(20 中的每个的顶壁102-1 (202-1)之间的距离不等，且分别为逐渐减小的(相对于在飞行中的航空器的后部方向)距离H1、H2和H3。每个空气体积空余量102-2、202-2可因此被优化。如何分别优化每个燃料箱102、 202内的空气体积空余量102-2、202-2的示例可确定为如下1.限定辅助燃料箱的容量；2.限定可维护性、成本、可调度性、市场和客户要求(最后可添加其他要求或删除)；3.进行辅助燃料系统的概念设计；4.计算互连管路的压降；5.确定在一些模块或所有模块中将需要保留多大空余量的初步限定；6.考虑到每个燃料箱的结构极限、加速和减速载荷、互连管路的压降以及要求，可针对使在高加速或减速期间的燃料柱衰减而优化空余量；和7.利用在每个模块内将需要多少空余量的限定，可回顾互连导管的设计以确保燃料箱内侧的空气的部分可被辅助。以上的步骤4至7应重复直至每个模块内侧的所有空余量实现了所有限定的要求，直至可实现最终设计。根据以上的描述，本发明的多种实施例将有利地提供许多益处。例如，衰减空余量空气可应用在一个或多个燃料箱模块内以满足载荷要求，而不必须使用例如止回阀、缓冲阀、关闭阀等的常规过压安全部件。衰减空余量可以可应用于一个或多个燃料箱模块内，以满足任何类型的纵向、横向或竖直载荷要求，而不必须使用例如止回阀、缓冲阀、关闭阀等的常规过压安全部件。另外，衰减空余量空气可应用在一个或多个用于燃料或任何类型的液体(水、废物等)的箱模块内，以满足航空器内的任何类型的纵向、横向或竖直载荷要求， 而不必须使用如上所述的常规过压安全部件。 虽然已结合目前被认任为最实际和优选的实施例描述了本发明，但应理解的是， 本发明不限制于所公开的实施例，而是相反，本发明意图覆盖包括在其精神和范围内的多种变型和等价的布置。
权利要求
1.一种航空器燃料箱系统，包括包含多个燃料箱的序列；和互连导管组件，所述互连导管组件将所述序列中的相邻燃料箱对流体连接，以建立燃料从所述序列的多个燃料箱内的一个燃料箱顺序流到另一个燃料箱的级联模式。
2.根据权利要求1所述的航空器燃料箱系统，其中所述互连导管组件包括外部歧管导管，所述外部歧管导管跨过相邻燃料箱对之间的距离，入口导管，所述入口导管连接到所述歧管导管的一端，且在所述相邻对的第一燃料箱的内部内延伸，和排放导管，所述排放导管连接到所述歧管导管的相对端，且在所述相邻对的第二燃料箱的内部内延伸。
3.根据权利要求2所述的航空器燃料箱系统，其中所述入口导管的开口终端端部与所述第一燃料箱的顶壁分开预定距离，以在所述第一燃料箱内建立空余量体积。
4.根据权利要求3所述的航空器燃料箱系统，其中所述序列中的燃料箱的一个内的所述预定距离等于所述序列中的其他燃料箱内的所述预定距离。
5.根据权利要求3所述的航空器燃料箱系统，其中所述序列中的燃料箱的一个内的所述预定距离不同于所述序列中的其他燃料箱内的所述预定距离。
6.根据权利要求1所述的航空器燃料箱系统，还包括与所述燃料箱的序列中的最后的燃料箱连接的通风导管，用于使所述燃料箱通风。
7.根据权利要求1所述的航空器燃料箱系统，还包括与所述燃料箱的序列中的第一燃料箱流体连接的传输管线，用于从所述燃料箱传输燃料。
8.根据权利要求1所述的航空器燃料箱系统，还包括与所述燃料箱的序列中的第一燃料箱流体连接的补充燃料导管，用于对所述燃料箱进行燃料补充。
9.一种航空器燃料系统，包括包含相邻的多个燃料箱的序列，每个燃料箱具有内部容积，用于容纳用于所述航空器的燃料；互连导管组件，所述互连导管组件将所述序列中的相邻燃料箱对流体连接，以建立燃料从所述序列的多个燃料箱内的一个燃料箱顺序流到另一个燃料箱的级联模式，其中所述互连导管组件在所述序列中的燃料箱的至少一个的内部容积内建立填充空气的空余量，以使所述燃料箱内的响应于减速力的燃料柱压衰减，并由此防止所述燃料箱内的燃料过压情况。
10.根据权利要求9所述的航空器燃料箱系统，其中所述互连导管组件包括外部歧管导管，所述外部歧管导管跨过相邻燃料箱对之间的距离，入口导管，所述入口导管连接到所述歧管导管的一端，且在所述相邻对的第一燃料箱的内部内延伸，和排放导管，所述排放导管连接到所述歧管导管的相对端，且在所述相邻对的第二燃料箱的内部内延伸。
11.根据权利要求10所述的航空器燃料箱系统，其中所述入口导管的开口终端端部与所述第一燃料箱的顶壁分开预定距离，以在所述第一燃料箱内建立空余量体积。
12.根据权利要求11所述的航空器燃料箱系统，其中所述序列中的燃料箱的一个内的所述预定距离等于所述序列中的其他燃料箱内的所述预定距离。
13.根据权利要求11所述的航空器燃料箱系统，其中所述序列中的燃料箱的一个内的所述预定距离不同于所述序列中的其他燃料箱内的所述预定距离。
14.根据权利要求9所述的航空器燃料箱系统，还包括与所述燃料箱的序列中的最后的燃料箱连接的通风导管，用于使所述燃料箱通风。
15.根据权利要求9所述的航空器燃料箱系统，还包括与所述燃料箱的序列中的第一燃料箱流体连接的传输管线，用于从所述燃料箱传输燃料。
16.根据权利要求9所述的航空器燃料箱系统，还包括与所述燃料箱的序列中的第一燃料箱流体连接的补充燃料导管，用于对所述燃料箱进行燃料补充。
17.一种为航空器燃料箱的序列提供过压保护的方法，所述方法包括如下步骤(a)提供包含相邻的多个燃料箱的序列，每个燃料箱具有内部容积，用于容纳用于所述航空器的燃料；和(b)在所述序列中的燃料箱的至少一个的内部容积内建立填充空气的空余量，以使所述燃料箱内的响应于减速力的燃料柱压衰减，并由此防止所述燃料箱内的燃料过压情况。
18.根据权利要求17所述的方法，其中步骤(b)包括在所述序列中的多个燃料箱的内部容积内建立填充空气的空余量。
19.根据权利要求18所述的方法，包括为所述多个燃料箱的每个提供相等的填充空气的空余量。
20.根据权利要求18所述的方法，包括为所述多个燃料箱的每个提供不等的填充空气的空余量。
21.一种航空器，所述航空器包括根据权利要求1或9所述的航空器燃料箱系统。
全文摘要
本发明提供满足带附加燃料箱的航空器的结构载荷要求的系统和方法。多个航空器燃料箱可相互相邻地定位，优选地定位在航空器的机身(例如，货舱)内以一般沿航空器的纵向轴线布置。限定用于容纳航空器燃料的内部空间的燃料箱体、在燃料箱模块之间构造为通过级联模式从燃料箱模块补充燃料且传输燃料的互连导管组件、和有意设置的填充空气的空余量空间在操作上与燃料箱体相关，以防止燃料箱体的内部空间内的过压情况。有意设置的填充空气的空余量通过将互连导管的终端开口端预定定位在各燃料箱模块内侧获得。有意设置的填充空气的空余量可根据辅助燃料箱的设计或航空器结构载荷要求而构造在所有燃料箱模块内或燃料箱模块的仅一些内。
文档编号B64D37/04GK102303705SQ20111011945
公开日2012年1月4日 申请日期2011年5月6日 优先权日2010年5月6日
发明者保罗·亨里克·哈斯曼, 卢西亚诺·马格诺·弗拉格拉·巴尔博萨, 韦伯·布里托·巴尔博萨 申请人:埃姆普里萨有限公司