CN112520047B 飞行器燃料箱加压系统和方法 （埃姆普里萨有限公司）

US2015217153A1,2015.08.06US2017283083A1,2017.10.05具体地用于在预定压力和内部周围箱温度下将飞行器燃料储存在至少一个机载燃料箱内的系热交换器被构造成通过借助于辐射和对流对周边环境的热传递而冷却来自发动机的受热加压2至少一个机载燃料箱，所述至少一个机载燃料箱用于在预定内部进口和出口固定校准孔口，所述进口和出口固定校准孔口被定位在压力调节/截止阀，所述压力调节/截止阀位于所述热交换器关闭状态之间调节所述压力调节/截止阀，从而将通过所述热交换器供应到所述箱的加压压力和温度传感器，所述压力和温度传感器位于所述箱进口制器响应于压力状态信号和/或温度状态信号的接收而发出用于调节所述压力调节/截止阀的命令信号且由此将被从所述热交换器供应到所述箱进口的加压空气的压力和温度状所述燃料箱还包括常闭正压出流卸压阀和常闭负压入流卸压阀，其中，所述系统控制器包括第一压力设定点和第二压力设定点，所述第一压力压力设定点分别建立所述燃料箱的第一内部压力状态和所述燃料箱的第二内部压力状态，所述出流卸压阀的机械预设压力状态相应于所述第二压力设定点，使得3所述燃料箱进一步包括通气阀，所述通气阀位于所述箱通气管中所述系统控制器响应于从所述压力传感器接收到所述内部箱压力状态已经达到大于此允许所述燃料箱内的内部压力通过所述箱通气管排所述系统控制器包括第三压力设定点，所述第三压力设定点低于所述第一压力设定所述燃料箱包括燃料转移阀，所述燃料转移阀被定位在所述箱出口中所述系统控制器包括第三压力设定点，所述第三压力设定点低于所述第一压力设定在燃料转移模式期间，所述系统控制器发出命令信号以引起在所述燃料转移模式期间，所述系统控制器响应于所三压力设定点而发出另一命令信号以引起所述压力调节/截止阀打开，所述第三压力设定点建立了低于所述第一内部压力状态的第三所述燃料箱还包括通气阀，所述通气阀位于所述箱通气管所述系统控制器包括第四压力设定点，所述第四压力设定点高于所述第二压力设定在所述出流卸压阀故障的情况下，所述系统控制器响应于从述内部箱压力状态已经达到所述第四内部压力状态的压力信号而发出用于打开所述通气所述入流卸压阀的机械预设压力状态设定点建立第五压力设定点，点低于0psig，从而所述入流卸压阀响应于所述内部箱压力状态达到所述第五压力设定点4所述系统控制器包括第六压力设定点，所述第六压力设定点低于所述第五压力设定在所述入流卸压阀故障的情况下，所述系统控制器响应于从述内部箱压力状态已经达到所述第六内部压力状态的压力信号而发出用于打开所述通气(a)在被动热交换器的交换器进口与所述飞行器的推进发动机之间建立流体连接，从(c)允许所述被动热交换器通过借助于辐射和对流对周边环境的热传递来冷却来自所(d)将进口和出口固定校准孔口定位在所述被动热交换器的交换器进口和交换器出口(e)提供压力调节/截止阀，所述压力调节/截止阀位于所述热交换器的进口中处于所(f)提供压力和温度传感器，所述压力和温度传感器位于箱进口中用于感测被从所述(g)使得所述系统控制器响应于来自所述压力和温度传感器的压力和温度信号向所述压力调节/截止阀发出命令信号，以在打开状态和关闭状态之间调节所述压力调节/截止(i)允许所述出流卸压阀和所述入流卸压阀中的每一个响应于内部箱压力状态超过其(j)在所述系统控制器内提供第一压力设定点和第二压力设定点，所述第一压力设定点和第二压力设定点分别建立所述燃料箱的第一内部压力状态和所述燃料箱的第二内部(k)在飞行器爬升期间，引起所述系统控制器将所述压力调节/截止阀保持在打开位置，直到从所述压力传感器接收到内部箱压力已经达到所述第一压力设定点的压力信号，之后引起所述系统控制器发出命令信号以引起所述压力调节/截止阀移动到其关闭位置；5(l)向所述出流卸压阀提供相应于所述第二压力设定点的机械预设压力状态，并允许(n)引起所述系统控制器响应于从所述压力传感器接收到内部箱压力已经达到大于所允许所述燃料箱内的内部压力通过所述箱通气管排(o)向所述系统控制器提供第三压力设定点，所述第三压力设定点低于所述第一压力(p)在飞行器下降期间，引起所述系统控制器将所述压力调节/截止阀保持在关闭状态，直到从所述压力传感器接收到内部箱压力已经达到所述第三压力设定点的压力信号，之后引起所述系统控制器发出命令信号以引起所述压力调节/截止阀移动到(o)将燃料转移阀定位在箱出口中，并且将所述燃料转移阀作用连接到所述系统控制(p)向所述系统控制器提供第三压力设定点，所述第三压力设定点低于所述第一压力(q)在燃料转移模式期间，允许所述系统控制器向所述燃料转移阀和/或所述压力调(2)所述压力调节/截止阀响应于所述燃料箱内的内部压力降低到第三压力设定点而(o)向所述系统控制器提供第四压力设定点，所述第四压力设定点高于所述第二压力(p)在所述出流卸压阀故障的情况下，引起所述系统控制器响应于从所述压力传感器接收到所述内部箱压力状态已经达到所述第四内部压力状态的压力信号而发出用于打开6[0001]本文公开的实施例主要涉及具有机载辅助燃料箱的飞行供降低的易燃性风险并允许将加压燃料转移到另一机载燃油箱(例如，装料较少的主燃油美国专利2,749,062和9,758,255以及美国专利申请公开2006/0021652、2015/0151845和2015/0217153所证明的(这些专利和公开申请每一个的全部内容都通过引用明确地并入本一种技术是使用来自飞行器涡扇发动机(例如，主推进涡扇发动机或与机载辅助动力单元(通常超过200℃)以至于无法直接引入燃料箱以进行燃料箱加压，因此必须首先对其进行从机载冷却器单元(例如，机载空调单元)和/或较冷的飞行器外部冲压空气获得的工作热转移到另一机载燃料箱的系统和方法，这些系统和方法较不复杂且因此实现起来更经济。箱出口以及箱通气管。具有热交换器进口的被动热交换器流体连接到飞行器的推进发动7被动热交换器被构造成通过借助于辐射和对流将热传递到周边环境来冷却来自发动机的之间调节PRSOV，由此将由热交换器供应到燃料箱的加压空气的压力和温度状态保持在预[0009]某些实施例将为燃料箱提供常闭正压出流卸压阀(ORV)和常闭负压入流卸压阀态的正常范围的上和下压力极限。在飞行器爬升期间(当燃料箱内部的压力将相对于周围8[0016]图2是图1中所示的飞行器燃料箱加压系统的实施例所采用的控制方案的图形表和出口12a-2之间的热交换导管12a。在其进口12a-1和出口12a-2之间的热交换导管12a的[0018]经由导管14a、14b的加压加热的引气分别被从左舷发动机Ep和右舷发动机Es抽[0019]为了实现对热加压引气的冷却，被动热交换器12设有压力调节/截止阀(PR/SOV)[0020]固定的进口孔板18a被设置在热交换器12的进口12a-1中PR/SOV16的上游，而固定的出口孔板18b被设置在热交换器的出口12a-2中。出口孔板18b被校准以提供期望的空板18a的直径被设计成热交换导管12a的直径的约+/-25％。孔板18a和热交换导管12a的直换导管12a的有效长度，以及当考虑故障状态时的辅助燃料箱10的最高设计进口温度来确9中具有低燃料液位的飞行器的主燃料箱或第二辅助度传感器22和24感测的箱进口10a内的感测的压力和温度状态对辅助燃料箱而降低。系统控制器17将在燃料箱压力降低到低于图2中的设定点1的值的情况下命令PR/[0028]在燃料转移模式期