燃料スカベンジ水分除去系統
【課題】航空機の胴体中央タンクから翼タンクに燃料を移動させる際に、翼タンクが低温であることにより燃料に含まれる水分が凍結することを防止する。
【解決手段】航空機の燃料スカベンジ系統には、中央タンク１０から燃料を受け取って翼タンク１４に燃料を入れるスカベンジングポンプ３０が組み込まれている。水分離器４０は、到来する燃料に複数のモーメント荷重変化を与える送り込み管３８を通して燃料を受け取るもので、スカベンジングポンプ３０に接続された燃料流出口と、水分流出口とを有している。水分流出口と、エンジンへの燃料供給管路の流入口との間には、水分マニホルドが接続されている。
【解決手段】航空機の燃料スカベンジ系統には、中央タンク１０から燃料を受け取って翼タンク１４に燃料を入れるスカベンジングポンプ３０が組み込まれている。水分離器４０は、到来する燃料に複数のモーメント荷重変化を与える送り込み管３８を通して燃料を受け取るもので、スカベンジングポンプ３０に接続された燃料流出口と、水分流出口とを有している。水分流出口と、エンジンへの燃料供給管路の流入口との間には、水分マニホルドが接続されている。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明の実施形態は、概して航空機の燃料系統に関し、具体的には、流向の変更と流量速度の減速とを行う燃料スカベンジ水分除去系統に関するものである。
【背景技術】
【０００２】
大型民間航空機には、中央の燃料タンクと、それとは別個の翼タンクとが使用されていることが多い。重量及びバランス要件、並びにエンジンによる燃料の使用、又はその他運用上の配慮により、翼タンク内の燃料の前に中央タンク内の燃料を燃焼させることが必要である。中央タンクの燃料ポンプは中央タンクを完全に空にすることはできないので、少量だけ残った燃料を翼タンクに移動させるために、別個の燃料スカベンジ系統が取り付けられている。胴体の外側の温度が内側の温度よりはるかに低いことにより、燃料に含まれる水分が外側へ向かって移動して翼タンクに達し、凍結して燃料移動を損なう場合がある。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００３】
したがって、温度の高い中央タンクから水分を逃がさないようにする燃料スカベンジ水分除去系統を提供することが望ましい。
【課題を解決するための手段】
【０００４】
本明細書に開示される実施形態により、中央タンクから燃料を受け取ってその燃料を翼タンク内に入れるスカベンジングポンプを組み込んだ航空機の燃料スカベンジ系統が提供される。水分離器は、到来する燃料に複数のモーメント荷重変化を与える送り込み管から燃料を受け取る。水分離器は、スカベンジングポンプに接続された燃料流出口と、水分流出口とを有している。水分流出口と、エンジンへの燃料供給管路への入口との間には、水分マニホルドが接続されている。
【０００５】
例示的な一実施形態の水分離器は、燃料を受け取る送り込み管に取り付けられた流入口を有するキャニスタを含んでいる。送り込み管は、燃料にモーメント荷重の変化を与える複数の屈曲を有している。流入口に接続された分配管が、キャニスタ内のチャンバの中に燃料を放出する。キャニスタからの燃料流出口は機内マニホルドに接続されてスカベンジングポンプに燃料を供給しており、キャニスタからの水分流出口は、エンジンへの燃料供給に水分を混入させるための水分マニホルドに接続されている。
【０００６】
動作時、スカベンジングポンプは、起動されると、中央燃料タンクから翼燃料タンクへと燃料をポンピングする。中央燃料タンクから引き出された燃料は、モーメント荷重変化を生じさせる送り込み管を通って水分離器に流入する。水分離器より内側に位置する湾曲した燃料分配管により、モーメント荷重の変化がもう一度生じる。次いで燃料は、キャニスタの内壁に対してほぼ接線方向に排出される。燃料の円周方向の動きを止める垂直方向バッフルによって、最後のモーメント荷重変化が生じる。分離された水分は、チャンバの下部領域に溜まり、浸漬管及び水分マニホルドから抽出される。次いで水分は、エンジンに流入する燃料に混入される。
【０００７】
本明細書に開示される実施形態により、さらに、航空機の燃料スカベンジ系統のための水分離器が提供される。この水分離器は、送り込み管に取り付けられて燃料を受け取る流入口を有するキャニスタであって、送り込み管が、燃料にモーメント荷重の変化を与える複数の屈曲を有しているキャニスタ；流入口に接続してキャニスタ内のチャンバの中に燃料を放出する分配管；キャニスタから機内マニホルドに接続してスカベンジングポンプに燃料を供給する燃料流出口；並びにキャニスタから水分マニホルドに接続してエンジンへの燃料供給に水分を混入させる水分流出口を備えており、キャニスタは、ほぼ円筒形で、チャンバを画定する内壁を含んでおり；分配管は、９０°より大きい水平屈曲部を含んでおり、その出口は内壁に対してほぼ接線方向に燃料を放出し；さらに、分配管の出口近傍に垂直バッフルが設けられており；送り込み管が、キャニスタへの流入口の前に、二つの垂直９０°屈曲部を含んでおり、流入口はキャニスタの外壁上のボスに収容されており、流入口はキャニスタの頂部の中央に位置しており；水分流出口は、水分を回収するために、キャニスタの頂部からチャンバの下部領域の中に垂れ下がる浸漬管を含んでおり；且つ浸漬管は垂直バッフルに取り付けられている。
【０００８】
上述の機構、機能、及び利点は、本発明の種々の実施形態において単独で達成することができるか、又は別の実施形態において組み合わせることができる。これらの実施形態の詳細は、後述の説明と添付図面に見ることができる。
【図面の簡単な説明】
【０００９】
【図１Ａ】図１Ａは、本明細書に開示される実施形態を有する燃料系統を組み込んだ航空機を示している。
【図１Ｂ】図１Ｂは、例示的な民間航空機の燃料系統の詳細を示す線図であり、燃料スカベンジ水分除去系統の一実施形態を含む付属配管設備及びコンポーネントと共に、中央タンク及び一つの翼タンクを示している。
【図２】図２は、燃料スカベンジ水分離器の一実施形態の等角側面図である。
【図３Ａ】図３Ａは水分離器の側面図である。
【図３Ｂ】図３Ｂは水分離器の正面図である。
【図４】図４は水分離器の斜視断面図であり、内部コンポーネントが示されている。
【図５】図５は水分離器の底断面図であり、内部コンポーネントが示されている。
【図６】図６は、本発明の実施形態の燃料スカベンジ水分除去作業のフロー図である。
【発明を実施するための形態】
【００１０】
本明細書に記載される実施形態は、図１Ａ及び１Ｂに示すように、大型航空機の燃料系統に使用される一系統を実例によって示すものである。中央燃料タンク１０は航空機の胴体１２内に位置している。航空機の翼１６内の翼燃料タンク１４は、中央燃料タンク１０から見て機外側に位置している。付属の燃料タンク設備を有する例示的な翼の詳細は図１Ｂに示されており、典型的には、航空機の反対側の翼はこの図と左右対称な鏡像である。図示の実施形態の場合、相互接続されたチークタンク１８が、メインの中央燃料タンク１０の機外側に位置している。図示のエンジン２０は、中央燃料タンク１０、翼燃料タンク１４、及びチークタンク１８を含む航空機の燃料系統から、エンジン燃料供給マニホルド２２を通して燃料を受け取る。エンジン燃料供給マニホルド２２は、燃料タンクからの燃料の流れを適切な方向に維持する逆止め弁２４と、エンジン遮断弁２６ａ、投下弁２６ｂ、及び燃料抜き取り弁２６ｃとを含む様々な弁とを含んでいる。エンジン燃料ブーストポンプ２８ａ及び２８ｂは、エンジン２０に向かう燃料流に対して補助的な圧力を供給する。中央タンクからの燃料は、Ｏｖｅｒｒｉｄｅ／Ｊｅｔｔｉｓｏｎ（ＯＪ）ポンプ８６に送達される。
【００１１】
燃料スカベンジ系統は、中央燃料タンク１０から翼燃料タンク１４へ燃料を移動させるために組み込まれている。スカベンジングポンプ３０は、中央燃料タンク１０に始まる機内マニホルド３２通して、翼燃料タンク１４に流入する機外マニホルド３４へと燃料を送り込む。図示の実施形態の場合、スカベンジングポンプ３０は、ブーストポンプ２８ａ及び２８ｂに接続されたポンプマニホルド３７からの動力流によって生成される圧力差に基づいた受動的ベンチュリポンプである。図示の実施形態の場合、スカベンジングポンプ３０は、翼燃料タンク１４内の燃料レベルを感知する第１の浮き作動式遮断弁３６ａと、中央タンクの燃料レベルを感知する第２の浮き作動式遮断弁３６ｂとに応答して動作する。弁３６ａは、翼燃料タンク１４内の燃料が十分に消費されるまで燃料が翼燃料タンク１４へ送り込まれることを防止して、送り込まれる燃料のために十分なスペースを確保することにより、翼燃料タンク１４が溢れることを防止する。弁３６ｂは、中央燃料タンク１０内の燃料レベルを感知して、中央燃料タンク１０がほぼ空になるまで、ブーストポンプ２８ａ、２８ｂからの動力流がスカベンジングポンプ３０に送られることを防ぐ。中央燃料タンク１０の送り込み管３８とスカベンジングポンプ３０との間に位置する機内マニホルド３２には、水分離器４０が挿入されている（図１Ａにも示されている（縮尺は正確でない））。図２、３Ａ及び３Ｂに示すように、水分離器４０にはほぼ円筒形のキャニスタ４２が組み込まれており、このキャニスタは分離器を適切な航空機構造に固定するための取り付け金具４４ａ及び４４ｂを有している。上蓋４６及び底蓋４８がキャニスタ４２をシールしている。送り込み管３８（図１Ａ、１Ｂ、及び図３Ａに示す）は、キャニスタの頂部（外壁）近傍の流入口５０において受け入れられる。燃料流出口５２は、上蓋の中央に位置して、機内マニホルド３２を通してスカベンジングポンプ３０へと燃料を流し続ける。上蓋４６には水分流出口５４も設けられている。送り込み管３８は、二つの９０°垂直屈曲部５６ａ及び５６ｂ（図３Ａに最もよく示す）を含む。これらの屈曲部の機能については後述でさらに詳しく説明する。
【００１２】
水分離器４０の内部構造が図４及び５に示されている。燃料分配管路５８が、流入口５０から、キャニスタ４２内部のチャンバ６０の中へ延びている。この分配管路５８は、水平方向に湾曲しており、出口６２の手前に、内壁に隣接するキャニスタの頂部と底部との間に取り付けられた垂直バッフル６４を有している。分配管路の湾曲は９０°より大きく、図示の実施形態では約１２０°である。分配管路５８の形状により、さらにモーメント荷重が変化し、且つチャンバ６０に到来する燃料の放出が、キャニスタ４２の内壁６６に対してほぼ接線方向となる。図示の実施形態の場合、流入口５０は、キャニスタ４２の外壁６９から延びて、送り込み管３８及び分配管路５８の剛性構造支持部となるボス６８の中に収容されている。ボス６８は、キャニスタの壁上の、分配管路の水平方向の屈曲７２に所望の半径７０を得るのに十分な空隙が生じる位置に、ずらして配置されている。
【００１３】
送り込み管３８を通って中央燃料タンク１０から流出する水質汚染を有する燃料は、垂直な９０°の屈曲５６ａ及び５６ｂと、水平な湾曲（又は屈曲）７２を通って流れる際に一連のモーメント荷重変化を受け、分配管路５８の出口６２から排出されて、図５の矢印７４により示されるように、キャニスタの内壁６６に沿ってほぼ接線方向に、減速しながら流れる。垂直バッフル６４は、キャニスタ内における燃料の円周方向の動きをほぼ止める最後のモーメント荷重変化を生む。複数のモーメント荷重変化と、キャニスタ内での燃料の減速により、重量の大きい水分が分離されて、キャニスタ４２のチャンバ６０の底部領域６４に降下する。
【００１４】
図４に示すように、浸漬管７８が、頂部４６を通ってキャニスタ４２の中に延びている。浸漬管７８は、水分流出口５４に接続し、キャニスタチャンバの底部領域７６から水分の回収及び除去を行なっている。図３Ａに示される水分マニホルド８０は、水分流出口５４から水分を運搬する。図示の実施形態の場合、浸漬管は、支持クリップ８２により垂直バッフル６４に装着されており、斜めに切られた流入口８４を有している。
【００１５】
図１に戻る。図示の実施形態の場合、水分マニホルド８０は、ｏｖｅｒｒｉｄｅ ｊｅｔｔｉｓｏｎ（ＯＪ）ポンプ８６の流入口近傍で開口し、そこで、燃料供給マニホルド２２に輸送される前の燃料に混合される。水分離器４０に回収された水分は、燃焼のためにエンジンに向かう燃料の流れに加えられ、エンジンから排出される。流れを制御するために、水分マニホルドにはフロート弁８８が使用されている。フロート弁８８は、中央タンクが完全に空になるまで開かない。タンクが空になると、弁が開いて水分がＯＪポンプ８６の流入口の隣まで流出する。水分は燃料と混合されて次のフライトで消費される。フロート弁８８が開くと、水分離器に空気が流入し、その後のスカベンジポンプによる燃料の運搬が防止される。
【００１６】
例示的な一実施形態では、水分離器のキャニスタ４２は、直径約５インチ及び高さ約７インチの円筒形である。送り込み管３８、機内マニホルド３２、水分マニホルド８０、及び浸漬管７８は、すべて直径１／２インチの管路である。モーメント荷重変化を生む屈曲の屈曲半径は、図示の実施形態の場合、管路の直径の名目２倍であるか、又は約１インチである。例示的な実施形態のキャニスタの大きさは、少なくとも１リットルの水を保持できるものである。この値は、就役航空機の検査により決定された。図示のキャニスタ４２は円筒形の断面を有しているが、別の実施形態では円錐形の断面を有する要素を使用することができる。
【００１７】
水分分離を用いた燃料スカベンジ系統の動作を図６に示す。スカベンジングポンプ３０を起動し（ステップ６０２）、中央燃料タンク１０から翼燃料タンク１４へと燃料をポンピングする。例示的な一実施形態の場合、スカベンジングポンプは、第１のフロート弁３６ｂにより制御されるブーストポンプ２８ａ、２８ｂからの動力燃料流により起動される受動的ベンチュリポンプである（ステップ６０４）。翼燃料タンクのフロート弁３６ａは、必要に応じて、ポンプを遮断して翼タンクがいっぱいになることを防止する（ステップ６０６）。スカベンジングポンプ３０によって中央燃料タンクから引き出された燃料は、モーメント荷重の変化を有する送り込み管３８を通って流れ（ステップ６０８）、湾曲した燃料分配管５８によって更なるモーメント荷重の変化が生じている水分離器４０に流入する（ステップ６１０）。次いで、燃料は、キャニスタ４２の内壁６６に対してほぼ接線方向に排出される（ステップ６１２）。燃料の円周方向の動きを止める垂直バッフル６４によって、最後のモーメント荷重変化が生成される（ステップ６１４）。分離されてチャンバ６０の下部領域７６に溜まった水分は、次いで浸漬管７８及び水分マニホルド８０を通って抽出され（ステップ６１６）、エンジン２０に流入する燃料に混入される（ステップ６１８）。図示の実施形態の場合、抽出及び混入は、フロート弁８８によって流量制御されるＯＪポンプ８８を用いて行われる。
【００１８】
本明細書に記載の実施形態では単一の水分離器を示したが、別の実施形態では、一又は複数のスカベンジ系統に複数の水分離器を使用することができる。
【００１９】
本明細書では、本発明の種々の実施形態について、特許法で必要とされているように、詳細に説明した。当業者であれば、ここに開示された特定の実施形態への変更及び置換を認識するであろう。このような変更は、特許請求の範囲に規定される本発明の範囲及び意図に含まれる。
【符号の説明】
【００２０】
１０ 中央燃料タンク
１２ 胴体
１４ 翼燃料タンク
１６ 翼
１８ チークタンク
２０ エンジン
２２ 燃料供給マニホルド
２４ 逆止め弁
２６ａ エンジン遮断弁
２６ｂ 投下弁
２６ｃ 燃料抜き取り弁
２８ａ、２８ｂ ブーストポンプ
３０ スカベンジングポンプ
３２ 機内マニホルド
３４ 機外マニホルド
３６ａ 第１の浮き作動式遮断弁
３６ｂ 第２の浮き作動式遮断弁
３７ ポンプマニホルド
３８ 送り込み管
４０ 水分離器
４２ キャニスタ
４４ａ、４４ｂ 取付け金具
４６ 上蓋
４８ 底蓋
５０ 流入口
５２ 燃料流出口
５４ 水分流出口
５６ａ、５６ｂ 屈曲部（湾曲部）
５８ 燃料分配管路
６０ チャンバ
６２ 分配管路の出口
６４ 垂直バッフル
６６ キャニスタの名胃壁
６８ ボス
６９ キャニスタの外壁
７０ 屈曲の半径
７２ 水平方向の屈曲
７６ チャンバの底部領域
７８ 浸漬管
８０ 水分マニホルド
８２ 支持クリップ
８４ 浸漬管の流出口
８８ フロート弁
【技術分野】
【０００１】
本発明の実施形態は、概して航空機の燃料系統に関し、具体的には、流向の変更と流量速度の減速とを行う燃料スカベンジ水分除去系統に関するものである。
【背景技術】
【０００２】
大型民間航空機には、中央の燃料タンクと、それとは別個の翼タンクとが使用されていることが多い。重量及びバランス要件、並びにエンジンによる燃料の使用、又はその他運用上の配慮により、翼タンク内の燃料の前に中央タンク内の燃料を燃焼させることが必要である。中央タンクの燃料ポンプは中央タンクを完全に空にすることはできないので、少量だけ残った燃料を翼タンクに移動させるために、別個の燃料スカベンジ系統が取り付けられている。胴体の外側の温度が内側の温度よりはるかに低いことにより、燃料に含まれる水分が外側へ向かって移動して翼タンクに達し、凍結して燃料移動を損なう場合がある。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００３】
したがって、温度の高い中央タンクから水分を逃がさないようにする燃料スカベンジ水分除去系統を提供することが望ましい。
【課題を解決するための手段】
【０００４】
本明細書に開示される実施形態により、中央タンクから燃料を受け取ってその燃料を翼タンク内に入れるスカベンジングポンプを組み込んだ航空機の燃料スカベンジ系統が提供される。水分離器は、到来する燃料に複数のモーメント荷重変化を与える送り込み管から燃料を受け取る。水分離器は、スカベンジングポンプに接続された燃料流出口と、水分流出口とを有している。水分流出口と、エンジンへの燃料供給管路への入口との間には、水分マニホルドが接続されている。
【０００５】
例示的な一実施形態の水分離器は、燃料を受け取る送り込み管に取り付けられた流入口を有するキャニスタを含んでいる。送り込み管は、燃料にモーメント荷重の変化を与える複数の屈曲を有している。流入口に接続された分配管が、キャニスタ内のチャンバの中に燃料を放出する。キャニスタからの燃料流出口は機内マニホルドに接続されてスカベンジングポンプに燃料を供給しており、キャニスタからの水分流出口は、エンジンへの燃料供給に水分を混入させるための水分マニホルドに接続されている。
【０００６】
動作時、スカベンジングポンプは、起動されると、中央燃料タンクから翼燃料タンクへと燃料をポンピングする。中央燃料タンクから引き出された燃料は、モーメント荷重変化を生じさせる送り込み管を通って水分離器に流入する。水分離器より内側に位置する湾曲した燃料分配管により、モーメント荷重の変化がもう一度生じる。次いで燃料は、キャニスタの内壁に対してほぼ接線方向に排出される。燃料の円周方向の動きを止める垂直方向バッフルによって、最後のモーメント荷重変化が生じる。分離された水分は、チャンバの下部領域に溜まり、浸漬管及び水分マニホルドから抽出される。次いで水分は、エンジンに流入する燃料に混入される。
【０００７】
本明細書に開示される実施形態により、さらに、航空機の燃料スカベンジ系統のための水分離器が提供される。この水分離器は、送り込み管に取り付けられて燃料を受け取る流入口を有するキャニスタであって、送り込み管が、燃料にモーメント荷重の変化を与える複数の屈曲を有しているキャニスタ；流入口に接続してキャニスタ内のチャンバの中に燃料を放出する分配管；キャニスタから機内マニホルドに接続してスカベンジングポンプに燃料を供給する燃料流出口；並びにキャニスタから水分マニホルドに接続してエンジンへの燃料供給に水分を混入させる水分流出口を備えており、キャニスタは、ほぼ円筒形で、チャンバを画定する内壁を含んでおり；分配管は、９０°より大きい水平屈曲部を含んでおり、その出口は内壁に対してほぼ接線方向に燃料を放出し；さらに、分配管の出口近傍に垂直バッフルが設けられており；送り込み管が、キャニスタへの流入口の前に、二つの垂直９０°屈曲部を含んでおり、流入口はキャニスタの外壁上のボスに収容されており、流入口はキャニスタの頂部の中央に位置しており；水分流出口は、水分を回収するために、キャニスタの頂部からチャンバの下部領域の中に垂れ下がる浸漬管を含んでおり；且つ浸漬管は垂直バッフルに取り付けられている。
【０００８】
上述の機構、機能、及び利点は、本発明の種々の実施形態において単独で達成することができるか、又は別の実施形態において組み合わせることができる。これらの実施形態の詳細は、後述の説明と添付図面に見ることができる。
【図面の簡単な説明】
【０００９】
【図１Ａ】図１Ａは、本明細書に開示される実施形態を有する燃料系統を組み込んだ航空機を示している。
【図１Ｂ】図１Ｂは、例示的な民間航空機の燃料系統の詳細を示す線図であり、燃料スカベンジ水分除去系統の一実施形態を含む付属配管設備及びコンポーネントと共に、中央タンク及び一つの翼タンクを示している。
【図２】図２は、燃料スカベンジ水分離器の一実施形態の等角側面図である。
【図３Ａ】図３Ａは水分離器の側面図である。
【図３Ｂ】図３Ｂは水分離器の正面図である。
【図４】図４は水分離器の斜視断面図であり、内部コンポーネントが示されている。
【図５】図５は水分離器の底断面図であり、内部コンポーネントが示されている。
【図６】図６は、本発明の実施形態の燃料スカベンジ水分除去作業のフロー図である。
【発明を実施するための形態】
【００１０】
本明細書に記載される実施形態は、図１Ａ及び１Ｂに示すように、大型航空機の燃料系統に使用される一系統を実例によって示すものである。中央燃料タンク１０は航空機の胴体１２内に位置している。航空機の翼１６内の翼燃料タンク１４は、中央燃料タンク１０から見て機外側に位置している。付属の燃料タンク設備を有する例示的な翼の詳細は図１Ｂに示されており、典型的には、航空機の反対側の翼はこの図と左右対称な鏡像である。図示の実施形態の場合、相互接続されたチークタンク１８が、メインの中央燃料タンク１０の機外側に位置している。図示のエンジン２０は、中央燃料タンク１０、翼燃料タンク１４、及びチークタンク１８を含む航空機の燃料系統から、エンジン燃料供給マニホルド２２を通して燃料を受け取る。エンジン燃料供給マニホルド２２は、燃料タンクからの燃料の流れを適切な方向に維持する逆止め弁２４と、エンジン遮断弁２６ａ、投下弁２６ｂ、及び燃料抜き取り弁２６ｃとを含む様々な弁とを含んでいる。エンジン燃料ブーストポンプ２８ａ及び２８ｂは、エンジン２０に向かう燃料流に対して補助的な圧力を供給する。中央タンクからの燃料は、Ｏｖｅｒｒｉｄｅ／Ｊｅｔｔｉｓｏｎ（ＯＪ）ポンプ８６に送達される。
【００１１】
燃料スカベンジ系統は、中央燃料タンク１０から翼燃料タンク１４へ燃料を移動させるために組み込まれている。スカベンジングポンプ３０は、中央燃料タンク１０に始まる機内マニホルド３２通して、翼燃料タンク１４に流入する機外マニホルド３４へと燃料を送り込む。図示の実施形態の場合、スカベンジングポンプ３０は、ブーストポンプ２８ａ及び２８ｂに接続されたポンプマニホルド３７からの動力流によって生成される圧力差に基づいた受動的ベンチュリポンプである。図示の実施形態の場合、スカベンジングポンプ３０は、翼燃料タンク１４内の燃料レベルを感知する第１の浮き作動式遮断弁３６ａと、中央タンクの燃料レベルを感知する第２の浮き作動式遮断弁３６ｂとに応答して動作する。弁３６ａは、翼燃料タンク１４内の燃料が十分に消費されるまで燃料が翼燃料タンク１４へ送り込まれることを防止して、送り込まれる燃料のために十分なスペースを確保することにより、翼燃料タンク１４が溢れることを防止する。弁３６ｂは、中央燃料タンク１０内の燃料レベルを感知して、中央燃料タンク１０がほぼ空になるまで、ブーストポンプ２８ａ、２８ｂからの動力流がスカベンジングポンプ３０に送られることを防ぐ。中央燃料タンク１０の送り込み管３８とスカベンジングポンプ３０との間に位置する機内マニホルド３２には、水分離器４０が挿入されている（図１Ａにも示されている（縮尺は正確でない））。図２、３Ａ及び３Ｂに示すように、水分離器４０にはほぼ円筒形のキャニスタ４２が組み込まれており、このキャニスタは分離器を適切な航空機構造に固定するための取り付け金具４４ａ及び４４ｂを有している。上蓋４６及び底蓋４８がキャニスタ４２をシールしている。送り込み管３８（図１Ａ、１Ｂ、及び図３Ａに示す）は、キャニスタの頂部（外壁）近傍の流入口５０において受け入れられる。燃料流出口５２は、上蓋の中央に位置して、機内マニホルド３２を通してスカベンジングポンプ３０へと燃料を流し続ける。上蓋４６には水分流出口５４も設けられている。送り込み管３８は、二つの９０°垂直屈曲部５６ａ及び５６ｂ（図３Ａに最もよく示す）を含む。これらの屈曲部の機能については後述でさらに詳しく説明する。
【００１２】
水分離器４０の内部構造が図４及び５に示されている。燃料分配管路５８が、流入口５０から、キャニスタ４２内部のチャンバ６０の中へ延びている。この分配管路５８は、水平方向に湾曲しており、出口６２の手前に、内壁に隣接するキャニスタの頂部と底部との間に取り付けられた垂直バッフル６４を有している。分配管路の湾曲は９０°より大きく、図示の実施形態では約１２０°である。分配管路５８の形状により、さらにモーメント荷重が変化し、且つチャンバ６０に到来する燃料の放出が、キャニスタ４２の内壁６６に対してほぼ接線方向となる。図示の実施形態の場合、流入口５０は、キャニスタ４２の外壁６９から延びて、送り込み管３８及び分配管路５８の剛性構造支持部となるボス６８の中に収容されている。ボス６８は、キャニスタの壁上の、分配管路の水平方向の屈曲７２に所望の半径７０を得るのに十分な空隙が生じる位置に、ずらして配置されている。
【００１３】
送り込み管３８を通って中央燃料タンク１０から流出する水質汚染を有する燃料は、垂直な９０°の屈曲５６ａ及び５６ｂと、水平な湾曲（又は屈曲）７２を通って流れる際に一連のモーメント荷重変化を受け、分配管路５８の出口６２から排出されて、図５の矢印７４により示されるように、キャニスタの内壁６６に沿ってほぼ接線方向に、減速しながら流れる。垂直バッフル６４は、キャニスタ内における燃料の円周方向の動きをほぼ止める最後のモーメント荷重変化を生む。複数のモーメント荷重変化と、キャニスタ内での燃料の減速により、重量の大きい水分が分離されて、キャニスタ４２のチャンバ６０の底部領域６４に降下する。
【００１４】
図４に示すように、浸漬管７８が、頂部４６を通ってキャニスタ４２の中に延びている。浸漬管７８は、水分流出口５４に接続し、キャニスタチャンバの底部領域７６から水分の回収及び除去を行なっている。図３Ａに示される水分マニホルド８０は、水分流出口５４から水分を運搬する。図示の実施形態の場合、浸漬管は、支持クリップ８２により垂直バッフル６４に装着されており、斜めに切られた流入口８４を有している。
【００１５】
図１に戻る。図示の実施形態の場合、水分マニホルド８０は、ｏｖｅｒｒｉｄｅ ｊｅｔｔｉｓｏｎ（ＯＪ）ポンプ８６の流入口近傍で開口し、そこで、燃料供給マニホルド２２に輸送される前の燃料に混合される。水分離器４０に回収された水分は、燃焼のためにエンジンに向かう燃料の流れに加えられ、エンジンから排出される。流れを制御するために、水分マニホルドにはフロート弁８８が使用されている。フロート弁８８は、中央タンクが完全に空になるまで開かない。タンクが空になると、弁が開いて水分がＯＪポンプ８６の流入口の隣まで流出する。水分は燃料と混合されて次のフライトで消費される。フロート弁８８が開くと、水分離器に空気が流入し、その後のスカベンジポンプによる燃料の運搬が防止される。
【００１６】
例示的な一実施形態では、水分離器のキャニスタ４２は、直径約５インチ及び高さ約７インチの円筒形である。送り込み管３８、機内マニホルド３２、水分マニホルド８０、及び浸漬管７８は、すべて直径１／２インチの管路である。モーメント荷重変化を生む屈曲の屈曲半径は、図示の実施形態の場合、管路の直径の名目２倍であるか、又は約１インチである。例示的な実施形態のキャニスタの大きさは、少なくとも１リットルの水を保持できるものである。この値は、就役航空機の検査により決定された。図示のキャニスタ４２は円筒形の断面を有しているが、別の実施形態では円錐形の断面を有する要素を使用することができる。
【００１７】
水分分離を用いた燃料スカベンジ系統の動作を図６に示す。スカベンジングポンプ３０を起動し（ステップ６０２）、中央燃料タンク１０から翼燃料タンク１４へと燃料をポンピングする。例示的な一実施形態の場合、スカベンジングポンプは、第１のフロート弁３６ｂにより制御されるブーストポンプ２８ａ、２８ｂからの動力燃料流により起動される受動的ベンチュリポンプである（ステップ６０４）。翼燃料タンクのフロート弁３６ａは、必要に応じて、ポンプを遮断して翼タンクがいっぱいになることを防止する（ステップ６０６）。スカベンジングポンプ３０によって中央燃料タンクから引き出された燃料は、モーメント荷重の変化を有する送り込み管３８を通って流れ（ステップ６０８）、湾曲した燃料分配管５８によって更なるモーメント荷重の変化が生じている水分離器４０に流入する（ステップ６１０）。次いで、燃料は、キャニスタ４２の内壁６６に対してほぼ接線方向に排出される（ステップ６１２）。燃料の円周方向の動きを止める垂直バッフル６４によって、最後のモーメント荷重変化が生成される（ステップ６１４）。分離されてチャンバ６０の下部領域７６に溜まった水分は、次いで浸漬管７８及び水分マニホルド８０を通って抽出され（ステップ６１６）、エンジン２０に流入する燃料に混入される（ステップ６１８）。図示の実施形態の場合、抽出及び混入は、フロート弁８８によって流量制御されるＯＪポンプ８８を用いて行われる。
【００１８】
本明細書に記載の実施形態では単一の水分離器を示したが、別の実施形態では、一又は複数のスカベンジ系統に複数の水分離器を使用することができる。
【００１９】
本明細書では、本発明の種々の実施形態について、特許法で必要とされているように、詳細に説明した。当業者であれば、ここに開示された特定の実施形態への変更及び置換を認識するであろう。このような変更は、特許請求の範囲に規定される本発明の範囲及び意図に含まれる。
【符号の説明】
【００２０】
１０ 中央燃料タンク
１２ 胴体
１４ 翼燃料タンク
１６ 翼
１８ チークタンク
２０ エンジン
２２ 燃料供給マニホルド
２４ 逆止め弁
２６ａ エンジン遮断弁
２６ｂ 投下弁
２６ｃ 燃料抜き取り弁
２８ａ、２８ｂ ブーストポンプ
３０ スカベンジングポンプ
３２ 機内マニホルド
３４ 機外マニホルド
３６ａ 第１の浮き作動式遮断弁
３６ｂ 第２の浮き作動式遮断弁
３７ ポンプマニホルド
３８ 送り込み管
４０ 水分離器
４２ キャニスタ
４４ａ、４４ｂ 取付け金具
４６ 上蓋
４８ 底蓋
５０ 流入口
５２ 燃料流出口
５４ 水分流出口
５６ａ、５６ｂ 屈曲部（湾曲部）
５８ 燃料分配管路
６０ チャンバ
６２ 分配管路の出口
６４ 垂直バッフル
６６ キャニスタの名胃壁
６８ ボス
６９ キャニスタの外壁
７０ 屈曲の半径
７２ 水平方向の屈曲
７６ チャンバの底部領域
７８ 浸漬管
８０ 水分マニホルド
８２ 支持クリップ
８４ 浸漬管の流出口
８８ フロート弁
【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機の燃料スカベンジ系統であって、
中央タンクから燃料を受け取り、翼タンクに燃料を入れるスカベンジングポンプ、
到来する燃料に複数のモーメント荷重変化を与える送り込み管から燃料を受け取る水分離器であって、スカベンジングポンプに接続された燃料流出口と、水分流出口とを有する水分離器、及び
水分流出口と、エンジンへの燃料供給管路への入力部とを接続する水分マニホルド
を備えた航空機の燃料スカベンジ系統。
【請求項２】
水分離器が、
送り込み管に取り付けられて燃料を受け取る流入口を有するキャニスタであって、前記送り込み管が、燃料にモーメント荷重変化を与える複数の屈曲を有しているキャニスタ、及び
流入口に接続されてキャニスタ内のチャンバ中に燃料を放出する分配管
を備えており、
燃料流出口が、キャニスタの頂部に位置し、スカベンジングポンプに燃料を供給する機内マニホルドに接続しており、且つ
水分流出口がキャニスタの頂部に位置している、
請求項１に記載の航空機の燃料スカベンジ系統。
【請求項３】
キャニスタが、実質的に円筒形であり、チャンバを画定する内壁を含んでいる、請求項１又は２に記載の航空機の燃料スカベンジ系統。
【請求項４】
分配管に９０°より大きな水平方向の屈曲が組み込まれていることにより、出口から燃料が内壁に対して実質的に接線方向に放出される、請求項１、２、又は３に記載の航空機の燃料スカベンジ系統。
【請求項５】
分配管の出口近傍に位置する垂直バッフルをさらに備えている、請求項４に記載の航空機の燃料スカベンジ系統。
【請求項６】
送り込み管が、キャニスタへの流入管に達する前に二つの９０°屈曲部を含んでおり、前記流入管がキャニスタの外壁上のボス内に収容されている、請求項１に記載の航空機の燃料スカベンジ系統。
【請求項７】
水分流出口が、キャニスタの頂部からチャンバの下部領域の中に垂れ下がって水分を回収する浸漬管を含んでいる、請求項１又は２に記載の航空機の燃料スカベンジ系統。
【請求項８】
浸漬管が垂直バッフルに取り付けられている、請求項１ないし７のいずれか一項に記載の航空機の燃料スカベンジ系統。
【請求項９】
浸漬管が斜めに切られた流入口を有している、請求項１ないし７のいずれか一項に記載の航空機の燃料スカベンジ系統。
【請求項１０】
燃料スカベンジ系統における水分分離方法であって、
スカベンジングポンプを起動して、中央燃料タンクから翼燃料タンクへ燃料をポンピングするステップと、
中央燃料タンクから引き出された燃料を、モーメント荷重の変化が生じる送り込み管を通して水分離器に流すステップと、
水分離器の内側で湾曲した燃料分配管路によりさらなるモーメント荷重の変化を生じさせるステップと、
キャニスタの内壁に対して実質的に接線方向に燃料を排出するステップと、
燃料の円周方向の動きを止める垂直バッフルにより、最後のモーメント荷重変化を生じさせるステップと、
分離された水分をチャンバの下部領域に貯めるステップと、
分離された水分を、浸漬管及び水分マニホルドにより抽出するステップと、
エンジンに流入する燃料に水分を混入させるステップと
を含む方法。
【請求項１１】
スカベンジングポンプが受動的ベンチュリポンプであり、燃料を流すステップが、エンジンの燃料ブーストポンプ内で生成されて第１のフロート弁によって制御される燃料の流れによって起動される、請求項１０に記載の方法。
【請求項１２】
翼燃料タンク内のフロート弁でポンプを遮断することにより、翼タンクがいっぱいになることを防ぐステップをさらに含む、請求項１０に記載の方法。
【請求項１３】
抽出するステップと混入させるステップとを、第２のフロート弁によって流量制御されるＯＪポンプを用いて行う、請求項１０に記載の方法。
【請求項１】
航空機の燃料スカベンジ系統であって、
中央タンクから燃料を受け取り、翼タンクに燃料を入れるスカベンジングポンプ、
到来する燃料に複数のモーメント荷重変化を与える送り込み管から燃料を受け取る水分離器であって、スカベンジングポンプに接続された燃料流出口と、水分流出口とを有する水分離器、及び
水分流出口と、エンジンへの燃料供給管路への入力部とを接続する水分マニホルド
を備えた航空機の燃料スカベンジ系統。
【請求項２】
水分離器が、
送り込み管に取り付けられて燃料を受け取る流入口を有するキャニスタであって、前記送り込み管が、燃料にモーメント荷重変化を与える複数の屈曲を有しているキャニスタ、及び
流入口に接続されてキャニスタ内のチャンバ中に燃料を放出する分配管
を備えており、
燃料流出口が、キャニスタの頂部に位置し、スカベンジングポンプに燃料を供給する機内マニホルドに接続しており、且つ
水分流出口がキャニスタの頂部に位置している、
請求項１に記載の航空機の燃料スカベンジ系統。
【請求項３】
キャニスタが、実質的に円筒形であり、チャンバを画定する内壁を含んでいる、請求項１又は２に記載の航空機の燃料スカベンジ系統。
【請求項４】
分配管に９０°より大きな水平方向の屈曲が組み込まれていることにより、出口から燃料が内壁に対して実質的に接線方向に放出される、請求項１、２、又は３に記載の航空機の燃料スカベンジ系統。
【請求項５】
分配管の出口近傍に位置する垂直バッフルをさらに備えている、請求項４に記載の航空機の燃料スカベンジ系統。
【請求項６】
送り込み管が、キャニスタへの流入管に達する前に二つの９０°屈曲部を含んでおり、前記流入管がキャニスタの外壁上のボス内に収容されている、請求項１に記載の航空機の燃料スカベンジ系統。
【請求項７】
水分流出口が、キャニスタの頂部からチャンバの下部領域の中に垂れ下がって水分を回収する浸漬管を含んでいる、請求項１又は２に記載の航空機の燃料スカベンジ系統。
【請求項８】
浸漬管が垂直バッフルに取り付けられている、請求項１ないし７のいずれか一項に記載の航空機の燃料スカベンジ系統。
【請求項９】
浸漬管が斜めに切られた流入口を有している、請求項１ないし７のいずれか一項に記載の航空機の燃料スカベンジ系統。
【請求項１０】
燃料スカベンジ系統における水分分離方法であって、
スカベンジングポンプを起動して、中央燃料タンクから翼燃料タンクへ燃料をポンピングするステップと、
中央燃料タンクから引き出された燃料を、モーメント荷重の変化が生じる送り込み管を通して水分離器に流すステップと、
水分離器の内側で湾曲した燃料分配管路によりさらなるモーメント荷重の変化を生じさせるステップと、
キャニスタの内壁に対して実質的に接線方向に燃料を排出するステップと、
燃料の円周方向の動きを止める垂直バッフルにより、最後のモーメント荷重変化を生じさせるステップと、
分離された水分をチャンバの下部領域に貯めるステップと、
分離された水分を、浸漬管及び水分マニホルドにより抽出するステップと、
エンジンに流入する燃料に水分を混入させるステップと
を含む方法。
【請求項１１】
スカベンジングポンプが受動的ベンチュリポンプであり、燃料を流すステップが、エンジンの燃料ブーストポンプ内で生成されて第１のフロート弁によって制御される燃料の流れによって起動される、請求項１０に記載の方法。
【請求項１２】
翼燃料タンク内のフロート弁でポンプを遮断することにより、翼タンクがいっぱいになることを防ぐステップをさらに含む、請求項１０に記載の方法。
【請求項１３】
抽出するステップと混入させるステップとを、第２のフロート弁によって流量制御されるＯＪポンプを用いて行う、請求項１０に記載の方法。
【図１Ａ】
【図１Ｂ】
【図２】
【図３Ａ】
【図３Ｂ】
【図４】
【図５】
【図６】
【図１Ｂ】
【図２】
【図３Ａ】
【図３Ｂ】
【図４】
【図５】
【図６】
【公開番号】特開２０１２−２４０６７８（Ｐ２０１２−２４０６７８Ａ）
【公開日】平成２４年１２月１０日（２０１２．１２．１０）
【国際特許分類】
【外国語出願】
【出願番号】特願２０１２−１１４９７５（Ｐ２０１２−１１４９７５）
【出願日】平成２４年５月１８日（２０１２．５．１８）
【出願人】（５００５２０７４３）ザ・ボーイング・カンパニー (773)
【氏名又は名称原語表記】Ｔｈｅ Ｂｏｅｉｎｇ Ｃｏｍｐａｎｙ
【公開日】平成２４年１２月１０日（２０１２．１２．１０）
【国際特許分類】
【出願番号】特願２０１２−１１４９７５（Ｐ２０１２−１１４９７５）
【出願日】平成２４年５月１８日（２０１２．５．１８）
【出願人】（５００５２０７４３）ザ・ボーイング・カンパニー (773)
【氏名又は名称原語表記】Ｔｈｅ Ｂｏｅｉｎｇ Ｃｏｍｐａｎｙ
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