JP6029421B2 - 窒素富化ガス供給システム、航空機 - Google Patents
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Description
空気中における酸素濃度が約21%であるのに対して、NEAにおける酸素濃度は例えば12%以下に設定される。NEAの生成には、酸素分子と窒素分子とで透過係数の異なる選択透過膜を利用した空気分離モジュール(Air Separation Module,以下、ASM)が用いられている。そして、ASMに供給される空気の供給源として、飛行用エンジンからのブリードエアー(以下抽気)が利用されている。
抽気をNEAの供給源とするこの防爆システムにおいて、燃料タンクに供給するNEAの量を多くするためには、エンジンからの抽気の量を増やす必要がある。そうすると、エンジンの燃費を悪化させることになる。また、空気分離モジュールの分離性能の関係で、供給する抽気の量を増やすと、酸素濃度が高く(窒素濃度が低く)なる傾向にある。例えば、同じ空気分離モジュールであっても、10%の酸素濃度が得られるよりも供給量を増やすと、酸素濃度が12%に高くなることがある。
特許文献1は、飛行過程を、離陸して上昇過程を経て巡航過程に至り、着陸のための下降過程に入るまで(以下、第1期)と、下降過程(以下、第2期)と、に区分している。
NEAの供給量について、特許文献1は、第1期を相対的に少なくし、第2期を相対的に多くする。高度が低くなる第2期においては、気圧の上昇を補うために、燃料タンクに供給するNEAの供給量を多くすることが、特許文献1に記載されている。
また、不活性ガス(典型的には窒素ガス)の濃度について、特許文献1は、第1期を相対的に高く、例えば98%にし、第2期を相対的に低く、例えば86〜95%にする特許文献1は、第1期において多くの窒素ガスが燃料タンクに含まれているので、第2期における窒素濃度を低くできることを述べている。
そこで本発明は、給油前にタンク内の酸素濃度を低く抑えるのが容易なNEA供給システムを提供することを目的とする。
なお、第一ガス配管と第二ガス配管は、独立していてもよいし、例えば、第一ガス配管から第二ガス配管が分岐していてもよい。
第一燃料タンクの燃料を第二燃料タンクに移送し、第二燃料タンクからエンジンに燃料を供給する場合、第二燃料タンクに移送される燃料が過剰となるのを避けるために、第二燃料タンク内の燃料を第一燃料タンクに流すスピルバック配管が設けられている。しかるに、飛行時間が長くなり例えば下降過程のように燃料が空に近くなると、燃料がスピルバック配管を流れることがなくなるので、当該配管は第一燃料タンクと第二燃料タンクを通気可能に繋ぐ経路と化す。そこで本発明者は、この通気可能な経路を利用することに着目したのである。つまり、航空機の飛行時、典型的には下降時に、スピルバック配管を介して、第二燃料タンクにNEAを積極的に供給し、第二燃料タンクの酸素濃度を抑えておけば、給油時に第二燃料タンクからNEAが第一燃料タンクに押し出されたとしても、第一燃料タンクの酸素濃度が高くなることはない。しかも、本発明は、給油時に第二燃料タンクから第一燃料タンクに押し出されるNEAを利用するものであるから、NEAを供給する作業を給油前に格別に行う必要がない。
以上の配管構成によると、バイパス配管上に設けられた一台のポンプにより、エジェクタを利用することで第一燃料タンク内の燃料をバイパス配管経由で第二燃料タンクに送り込むことができるとともに、燃料供給配管経由で燃料をエンジンに供給することができる。
このように入口と出口の位置関係を設定することによって、第二燃料タンクから第一燃料タンクに向けて燃料が流れなくなるおそれ、又は、燃料が第一燃料タンクから第二燃料タンクに向けて逆流するおそれを回避することができる。
なお、第一燃料タンク15は、胴体101のみに設けることもできる。
NEA供給システム10は、NEAを第一燃料タンク15に供給し、さらに第二燃料タンク17へスピルバック用配管23を介して供給することにより、燃料の爆発を防止する。
NEA供給システム10は、エンジン1からの抽気を導くためのガス配管4を備え、このガス配管4上に、開閉弁3、温調機構5、フィルタ7、空気分離モジュール(ASM)9およびフローコントロールバルブ(FCV)11が順に配設されている。また、ガス配管4は、FCV11の下流側に接続される本配管20と、本配管20の下流側にて分岐する支流配管20a,20bとを備えている。したがって、エンジン1からの抽気は、ガス配管4を介して、開閉弁3から上記の配設順に各機器を通過した後に、NEAとなる。そして、NEAの一部は、支流配管20aを経由して第一燃料タンク15に供給される。また、NEAの一部は、支流配管20bを経由してスピルバック用配管23に供給することができる構成となっている。
なお、ここではNEAを生成するための原料ガスとして、抽気をエンジン1から得ているが、ガスを排出する他の機器、例えば補助動力装置やコンプレッサから得ることもできる。
また、本実施の形態では、本配管20が支流配管20a,20bに分岐する例を示したが、FCV11から例えば3本の配管を延設し、そのうち1本を第一燃料タンク15に振り分け、他の2本をスピルバック用配管23に振り分けてもよい。
航空機100の推進力を生成するエンジン1内で圧縮された空気の一部は、抽気として取り出され、ガス配管4を通り、開閉弁3に導かれる。続いて、温調機構5において温度が調節されてから、フィルタ7通過した後に、ASM9に誘導される。
温調機構5は、ASM9の酸素除去効率が温度に関係することから、ASM9に導く抽気の温度を、酸素除去効率を最適にするために制御するものである。一例として、ASM9が効率良く作動する温度は、180°F〜200°F(約82℃〜約93℃)付近であるのに対して、エンジン1の抽気温度は、300°F〜500°F(約149℃〜約260℃)である。したがって、温調機構5において、エンジン1からの抽気を冷却する。温調機構5としては熱交換器が適用され、その冷却媒体として航空機100の周囲から取り込まれる大気、あるいは、航空機100に備えられた空調装置に基づく冷風を用いることができる。熱交換器は、一例であり、他の冷却手段を用いることができることはいうまでもない。
ASM9は、中空糸高分子膜を主たる構成要素として備える。窒素ガスに比べ酸素ガスが、その中空糸壁を数倍透過しやすい特性を利用して、NEAを得る。つまり、抽気がASM9を通過すると2種類のガスに分離される。一つは、中空糸壁を透過して生成される酸素濃度が高い酸素富化ガス、もう一つは中空糸を通過して生成されるNEAである。なお、中空糸高分子膜を主たる構成要素とするASM9は一例であり、酸素吸着高分子膜を用いたASMのように、上述した機能を奏するモジュールを本発明は広く適用できる。
得られたNEAは、FCV11の開閉動作によって、本配管20を通り、第一燃料タンク15およびスピルバック用配管23に供給される。FCV11の開閉動作は、制御部30によって制御される。ここでいう開閉動作とは、開度を調節することも含んでおり、開度を大きくすればより多くの抽気がASM9に供給され、かつ第一燃料タンク15およびスピルバック用配管23により多くのNEAを供給することができる。
なお、制御部30は、高度に対する外気圧の情報および第一燃料タンク15の全容量に関する情報を保持している。
図2(a)に示すように、スピルバック用配管23の垂下管23vに支流配管20bが接続されている。したがって、本配管20及び支流配管20bを介して、スピルバック用配管23にNEAが供給され得る。
また、バイパス配管21上には、入口211の側から、ポンプ6と、エジェクタ8とが順に配設されている。図2において、ポンプ6は、作図上、第一燃料タンク15の外部に描かれているが、第一燃料タンク15の中に配置できる。エジェクタ8は、第一燃料タンク15内に配置される。
なお、エジェクタとは、よく知られているように、高圧流体を加速することによって減圧し、外部の流体を吸引し、その後、ディフューザによって減速昇圧する流体圧縮機である。
この場合、ポンプ6は、エンジン1の出力に加え、エジェクタ8への燃料Fの供給を考慮した出力で作動される。したがって、第一燃料タンク15の燃料Fは、エジェクタ8の作用によって、第二燃料タンク17に移送されるが、定量を超えて移送されると、スピルバック用配管23を介して、燃料Fは第一燃料タンク15に戻される。
この場合は、第一燃料タンク15から第二燃料タンク17に燃料Fが移送されることがないので、第二燃料タンク17内の燃料Fがスピルバック用配管23を通って第一燃料タンク15に戻されることもない。しかも、この場合、第二燃料タンク17の燃料Fは減少してその液面はスピルバック用配管23の入口231よりも低くなっている。したがって、下降過程のように、第一燃料タンク15に燃料Fが残存していないと、第一燃料タンク15及び第二燃料タンク17の各々の空間同士の気体は、スピルバック用配管23を介して流通できることになる。
一方で、支流配管20bに流れるNEAは、スピルバック用配管23が通気可能になっているため、第二燃料タンク17に向けて供給される。こうして、下降過程の間に、第二燃料タンク17にNEAが蓄えられ、酸素濃度を低く制限できる。
前述したように、着陸した時点で、第二燃料タンク17にはNEAが蓄えられている。したがって、第二燃料タンク17に給油すると、蓄えられていたNEAが燃料Fに押し出され、スピルバック用配管23を介して、第一燃料タンク15に流入する。こうして、第一燃料タンク15内の酸素濃度も低く維持できる。
以上のように、本実施形態によると、下降過程に第二燃料タンク17にNEAを供給しておくことにより、給油に先立ってNEAを供給する手間を省きつつ、燃料爆発を回避しながら給油をすることができる。
図3に示すように、スピルバック用配管23は、入口231の方が出口232よりも進行方向後ろ側に位置する。これは、主翼102に後退角θsが設けられているためである。後退角θは、一般に、航空機100(主翼102)が大きくなるのにつれて、大きく設定される。
したがって、想定される航空機100の上昇角度の範囲内において、入口231から出口232に向けて燃料Fが流れる(以下、順方向の流れ)ように、入口231および出口232の高さ方向の位置を設定することが望まれる。
もっとも、垂下管23vは本発明の必須の要素ではなく、上反角θd、後退角θsによっては、主管23hのみからなるスピルバック用配管23とすることもできる。
例えば、上記実施形態によると、支流配管20bをスピルバック用配管23に直接接続した例を示したが、図2(c)に示すように、支流配管20cを、スピルバック用配管23の出口232の近傍に設置してもよい。なお、支流配管20cから吐出されるNEAの一部は第一燃料タンク15へも供給されてしまうので、その分を考慮してNEAを供給することが必要になる。
3 開閉弁
4 ガス配管
5 温調機構
6 ポンプ
7 フィルタ
8 エジェクタ
9 空気分離モジュール(ASM)
10 窒素富化ガス(NEA)供給システム
11 フローコントロールバルブ(FCV)
15 第一燃料タンク
17 第二燃料タンク
19 通気用配管
20 本配管
20a、20b、20c 支流配管
21 バイパス配管
21b 管本体
21d 分岐管
23 スピルバック用配管
23h 主管
23v 垂下管
24 吸引管
25 通気口
30 制御部
100 航空機
101 胴体
102 主翼
F 燃料
211,231 入口
212,232 出口
Claims (6)
- 航空機に設けられる第一タンクと、前記第一タンクの両側に配置される第二タンクと、を含む燃料タンクと、
前記航空機で得られる原料ガスが供給されることで、窒素富化ガスを生成する窒素富化モジュールと、
前記窒素富化モジュールから前記第一タンクに向けて前記窒素富化ガスを供給する第一ガス配管と、
前記第一タンクと前記第二タンクに架けて配置され、前記第二タンク内において過剰となった液体燃料を前記第一タンクに流すスピルバック配管と、
前記スピルバック配管に直接又は間接に前記窒素富化ガスを供給する第二ガス配管と、を備えることを特徴とする窒素富化ガス供給システム。 - 前記第二タンクに前記燃料の入口(211)及び前記燃料の出口(212)を有するとともに、前記第一タンクと前記第二タンクの境界を貫通して前記第一タンクの内部を迂回するバイパス配管と、
前記バイパス配管上に設けられ、前記入口から前記出口に向けて前記燃料を圧送するポンプと、
前記ポンプによる前記燃料の圧送を駆動源とし、前記第一タンク内の前記燃料を前記バイパス配管に送り込むエジェクタと、
前記バイパス配管から分岐し、前記ポンプにより圧送される前記燃料を前記エンジンに供給する燃料供給配管と、
をさらに備える、請求項1に記載の窒素富化ガス供給システム。 - 想定される前記航空機の上昇角度の範囲内において、
前記スピルバック配管は、前記燃料の入口(231)が前記燃料の出口(232)よりも位置が高くなるように設定される、
請求項1又は2に記載の窒素富化ガス供給システム。 - 前記航空機の下降工程において、前記第二ガス配管および前記スピルバック配管を介して、前記第二タンクに前記窒素富化ガスが供給される、
請求項1〜3のいずれか一項に記載の窒素富化ガス供給システム。 - 航空機に設けられる第一タンクと、前記第一タンクの両側に配置される第二タンクと、を含む燃料タンクと、
前記航空機で得られる原料ガスが供給されることで、窒素富化ガスを生成する窒素富化モジュールと、
前記窒素富化モジュールから前記第一タンクに向けて前記窒素富化ガスを供給する第一ガス配管と、
前記第一タンクと前記第二タンクに架けて配置され、前記第二タンク内の燃料を前記第一タンクに流すスピルバック配管と、
前記スピルバック配管に直接又は間接に前記窒素富化ガスを供給する第二ガス配管と、
前記第二タンクに前記燃料の入口(211)及び前記燃料の出口(212)を有するとともに、前記第一タンクと前記第二タンクの境界を貫通して前記第一タンクの内部を迂回するバイパス配管と、
前記バイパス配管上に設けられ、前記入口から前記出口に向けて前記燃料を圧送するポンプと、
前記ポンプによる前記燃料の圧送を駆動源とし、前記第一タンク内の前記燃料を前記バイパス配管に送り込むエジェクタと、
前記バイパス配管から分岐し、前記ポンプにより圧送される前記燃料を前記エンジンに供給する燃料供給配管と、
を備えることを特徴とする窒素富化ガス供給システム。 - 請求項1〜5のいずれか一項に記載の窒素富化ガス供給システムを備えた航空機。
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