本文公開的實施例總體涉及用于與未安裝在飛行器機翼中的飛行器燃料箱、例如安裝在飛行器機身中的燃料箱相關(guān)聯(lián)的燃料通氣的雷電保護(hù)系統(tǒng)和方法。

背景技術(shù)：

如眾所周知，飛行器在強對流天氣活動附近時，很容易受到雷擊。因此，當(dāng)接近于可能產(chǎn)生雷電放電的天氣條件時，雷擊到在地面或在空中機動的飛行器并不少見。由于這個原因，多種機載雷電保護(hù)系統(tǒng)是已知的并且由飛行器制造商采用，如從美國專利3906308和8672269(各自的整個內(nèi)容通過引用明確合并入本文)顯見的。

飛行器的燃料箱通常安裝在飛行器的主翼結(jié)構(gòu)中。燃料箱必須包括通向周圍大氣環(huán)境的通氣口，以防止在飛行操作期間機載燃料的數(shù)量因發(fā)動機消耗而減少時在燃料箱內(nèi)發(fā)生負(fù)壓。通氣口還確保在燃料加注操作期間燃料箱不會過壓。常規(guī)的機翼燃料箱通氣口包括通常位于機翼的下側(cè)蒙皮上的通氣開口，其處于雷擊概率低的區(qū)域。管道將通氣開口連接到機翼安裝的燃料箱，以允許環(huán)境外部空氣在通氣開口和燃料箱之間連通。

飛行器中具有相對較高的直接雷擊附著概率的那些區(qū)域被稱為范圍1(zone1)區(qū)域。范圍1區(qū)域典型地是在飛行器機翼、垂直尾翼和水平穩(wěn)定器表面、機首和發(fā)動機的末端上的那些飛行器區(qū)域。范圍2(zone2)區(qū)域是通常鄰近范圍1區(qū)域的那些區(qū)域，這些區(qū)域是經(jīng)受雷擊橫掃的次級直接雷擊范圍。由于這個原因，機翼燃料箱通氣口典型地位于范圍1或2區(qū)域之外。具體地，燃料機翼通氣口典型地位于在飛行器翼尖附近的范圍3(zone3)區(qū)域中，即低雷擊概率的范圍。將通氣開口定位在范圍1和2之外，防止了當(dāng)通氣開口處的燃料蒸汽狀態(tài)處于臨界時，雷擊附著導(dǎo)致在機翼燃料通氣開口處引發(fā)流光。通過將通氣開口定位在范圍1區(qū)域和范圍2區(qū)域之外，由此避免了局部爆炸可能傳播到燃料箱中而導(dǎo)致災(zāi)難性爆炸。

燃料在飛行器機身中的裝箱儲存在雷電保護(hù)方面導(dǎo)致多個獨有問題，因為飛行器機身完全在飛行器的范圍1機首區(qū)域后方的、具有雷電流光風(fēng)險的范圍2區(qū)域中。因而，為將機身安裝的燃料箱安全地通氣到盡可能靠近飛行器主翼尖端的范圍3區(qū)域，必須采用各種繁重的系統(tǒng)。例如，為了將用于機載的機身安裝的燃料箱的通氣出口布置在范圍3區(qū)域中，必須在機身安裝的燃料箱與位于飛行器主翼上的其相關(guān)通氣開口之間提供和布線大規(guī)模的管系、閥門和管接頭。結(jié)果，隨之而來的是這樣的通氣相關(guān)結(jié)構(gòu)的外加重量，以及與機身安裝的燃料箱中的燃料的供應(yīng)和傳送相關(guān)聯(lián)的較小流量和壓力。

因此，本領(lǐng)域需要的是用于不安裝在機翼中的、例如在飛行器身內(nèi)的飛行器燃料箱的雷電保護(hù)系統(tǒng)和方法，該雷電保護(hù)系統(tǒng)和方法如果不能完全消除上述缺陷，則使這些缺陷最小化。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

本文公開的實施例總體涉及操作地關(guān)聯(lián)于飛行器機身燃料箱(即，在物理上位于飛行器機身結(jié)構(gòu)內(nèi)的機載燃料箱)的雷電保護(hù)通氣管線。因此，飛行器可以包括機身和安裝在機身內(nèi)的燃料箱，所述燃料箱包括至少一個雷電保護(hù)通氣管線。

根據(jù)一個實施例，所述雷電保護(hù)通氣管線將包括：通氣管道；在通氣管道的近端處用于將通氣管道流體連接到燃料箱的聯(lián)接器；和設(shè)置在通氣管道的遠(yuǎn)端處且在機身的外部位置處的通氣開口，用以建立燃料箱和機身的外部周圍環(huán)境之間的流體連通。阻火器在管道中設(shè)置在聯(lián)接器和通氣開口之間。根據(jù)這樣的實施例的通氣管道因此將具有在聯(lián)接器和通氣開口之間的有效軸向尺寸(l)，其中所述阻火器設(shè)置在管道中，在阻火器的入口和通氣開口之間成有效間隔距離(d)，使得l/d大于5。

根據(jù)另一實施例，阻火器被省略，但通氣管道則將具有至少一個線性管道區(qū)段，以提供在聯(lián)接器和通氣開口之間的通氣管線管道的有效軸向尺寸(l1)，該有效軸向尺寸(l1)是通氣管道的直徑(d1)的至少十倍大。

在仔細(xì)考慮本發(fā)明的優(yōu)選示例性實施例的以下詳細(xì)描述之后，本發(fā)明的這些和其它方面和優(yōu)點將變得更加清楚。

附圖說明

結(jié)合附圖參考以下對示例性非限制性說明性實施例的詳細(xì)描述，將更好和更完整地理解本發(fā)明公開的實施例，其中：

圖1是根據(jù)本文所述的本發(fā)明實施例的裝備有機身安裝的燃料箱和相關(guān)聯(lián)的燃料通氣開口的飛行器的底部透視圖；

圖2是在圖1的飛行器中使用的機身安裝的燃料箱的透視圖，示出了本文所述的本發(fā)明的雷電保護(hù)燃料通氣管線系統(tǒng)的實施例；

圖3是圖2所示的示例性雷電保護(hù)燃料通氣管線系統(tǒng)的放大立面圖；和

圖4是機身安裝的燃料箱的透視圖，其包括本文所述的本發(fā)明的雷電保護(hù)燃料通氣管線系統(tǒng)的另一個實施例。

具體實施方式

附圖1描繪了具有機身12、相反的主翼14、垂直尾翼表面16和相反的水平穩(wěn)定器表面18(在圖1中，僅左舷穩(wěn)定器表面18可見)的常規(guī)多發(fā)動機運輸類飛行器10。每個機翼14支撐機翼下方安裝的渦輪風(fēng)扇發(fā)動機20中的相應(yīng)一個。

圖2是可以設(shè)置在飛行器10的機身12的機腹部分內(nèi)的機身燃料箱30的后視圖。如圖所示，機腹的機身燃料箱30設(shè)置有一對通氣管線32、34，各通氣管線在其遠(yuǎn)端處端接于位于機身12的蒙皮外部的通氣開口32a、34a(參見圖1)。每個通氣管線32、34設(shè)有：通氣管道32b、34b，其分別從位于管道32b、34b的近端處的與機腹的機身燃料箱30聯(lián)接的流體聯(lián)接器32c、34c延伸到通氣開口32a、34a；和流通阻火器32d、34d，其分別操作地設(shè)置在通氣管道32b、34b中，位于通氣開口32a、34a和聯(lián)接器32c、34c之間。

可以理解的是，通氣開口32a、34a在物理上位于機身12的外蒙皮上，在飛行器的機首10a的范圍1風(fēng)險區(qū)域后面的范圍2風(fēng)險區(qū)域內(nèi)。根據(jù)圖2所示的實施例，通氣管線32、34各自包括根據(jù)本發(fā)明一實施例的雷電保護(hù)。更具體地，本申請人已經(jīng)發(fā)現(xiàn)，在管道32b、34b中設(shè)置阻火器32d、34d，并將阻火器32d、34d定位成與通氣開口32a相距一段規(guī)定距離且該規(guī)定距離滿足l/d＞5，提供了足夠的范圍2雷電保護(hù)，其中分別地，l是管道32b、34b的總有效軸向尺寸(mm)，d是阻火器32d、34d的入口與通氣開口32a、34a之間的有效軸向間隔距離。

本文和所附權(quán)利要求中使用的術(shù)語“有效軸向尺寸”被定義為如在通氣開口32a、34a與燃料箱聯(lián)接器32c、34c之間測量的、管道32b、34b的標(biāo)稱縱向尺寸(mm)，其分別包括管道32b、34b中的各直線區(qū)段的軸向尺寸與管道32b、34b中的各彎曲區(qū)段的軸向尺寸的總和。

本文和所附權(quán)利要求中使用的術(shù)語“有效軸向間隔距離”被定義為如在阻火器32d、34d的入口與通氣開口32a、34a之間測量的、管道32b、34b的標(biāo)稱縱向尺寸(mm)，包括管道32b、34b中的各直線區(qū)段的軸向尺寸與管道32b、34b中的各彎曲區(qū)段的軸向尺寸的總和。

附圖3示出了通氣管線32的主要部件，以及有效軸向尺寸l和有效軸向間隔距離d的無量綱關(guān)系l/d＞5的示例性圖形描繪?？梢钥闯?，圖3所示的通氣管線32的有效軸向尺寸l包括各線性(直線)區(qū)段l1至l4的軸向尺寸和彎曲區(qū)段l5、l6的軸向尺寸。由此，通氣管線32的有效軸向尺寸l(mm)等于線性區(qū)段和彎曲區(qū)段l1+l2+l3+l4+l5+l6的軸向尺寸(mm)。類似地，圖3所示的通氣管線32的有效軸向間隔距離d是每個線性(直線)區(qū)段d1、d2和d4的軸向尺寸以及彎曲區(qū)段d3的軸向尺寸。因此，通氣管線32的有效尺寸l(mm)等于線性區(qū)段和彎曲區(qū)段d1+d2+d3+d4的軸向尺寸(mm)。類似的尺寸分析可對圖2所示的通氣管線34進(jìn)行，且因此對其同樣適用，即使可能采用不同數(shù)量的線性區(qū)段和彎曲區(qū)段。

適用于處理航空級燃料的任何傳統(tǒng)的阻火器可以用作上述通氣管線32、34中的阻火器32d、34d?？梢允褂玫囊环N特別有利的阻火器是在美國專利6,823,831(“us′831”)中描述的，該專利的全部內(nèi)容通過引用明確并入本文。us′831專利中的阻火器被描述為有用地用于燃料泵排放，而不是用作用于雷電保護(hù)的燃料通氣管線部件。

通氣管線32和34可以包括常規(guī)用于飛行器燃料管線的其它結(jié)構(gòu)。例如，圖3所示的通氣管線32被描繪為包括合適的防磨擦套管32e，以防止通氣管道32b在其預(yù)期位置處的機械磨損?？梢蕴峁C械連接器等，但是為了便于說明，未示出這些機械連接器。

在附圖4中示出了用于機身燃料箱30′的雷電保護(hù)通氣管線42的替代實施例，其可位于飛行器10的機身12的機腹部分內(nèi)。與上述關(guān)于圖2和圖3所述的實施例不同，圖4中所示的通氣管線42不包括阻火器。相反，根據(jù)圖4的實施例，通氣管線42具有管道42，管道42在通氣開口42a和燃料箱聯(lián)接器42c之間具有至少一個縱向管道區(qū)段42b，該縱向管道區(qū)段42b具有是管道42b的直徑d1的至少十倍大的有效軸向尺寸(mm)l1，即滿足l1/d1＞10的無量綱關(guān)系。

雖然已經(jīng)結(jié)合目前被認(rèn)為是最實際和優(yōu)選的實施例描述了本發(fā)明，但是應(yīng)當(dāng)理解，本發(fā)明不限于所公開的實施例，而是相反，旨在覆蓋包括在本發(fā)明精神和范圍內(nèi)的各種修改和等同布置。