飛行器惰化系統(tǒng)的制作方法
【專利摘要】本發(fā)明公開了一種控制引入通氣式飛行器燃料箱的惰化氣體的流率的方法，該方法包括：監(jiān)測(cè)飛行器燃料箱中的燃料量的變化；監(jiān)測(cè)飛行器燃料箱外部的周圍空氣壓力的變化；以及基于燃料箱中的燃料量的變化和周圍空氣壓力P的變化主動(dòng)地控制被引入飛行器燃料箱中的惰化氣體的流率。本發(fā)明還公開了一種飛行器，該飛行器包括通氣式燃料箱、用于使燃料箱氣隙惰化的惰化氣體的供給源和用于執(zhí)行該方法的控制器。
【專利說明】飛行器惰化系統(tǒng)
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及用于將惰性氣體引入通氣式飛行器燃料箱的方法和設(shè)備。
【背景技術(shù)】
[0002]伴隨著飛行器燃料箱爆炸的使用中的意外事件，已經(jīng)為新商用飛行器引入了用以實(shí)現(xiàn)燃料箱中可燃性減小的新規(guī)則。
[0003]有關(guān)聯(lián)邦航空總局(FAA)規(guī)則闡述:“當(dāng)燃料箱的每個(gè)隔間內(nèi)的散裝平均氧濃度是12%或小于下述平均氧濃度時(shí)燃料箱被認(rèn)為是惰性的:該平均氧濃度是從海平面一直到10000英尺海拔高度、然后從10000英尺處的12%線性地增加至在40000英尺海拔高度處的
14.5%并且線性地增加至高于那個(gè)海拔高度的平均氧濃度。
[0004]通常，這通過在運(yùn)行期間將氮連續(xù)地添加至燃料箱氣隙并且保持氣隙氣體氧分?jǐn)?shù)(UGOF)低于11%來實(shí)現(xiàn)。當(dāng)前，一種解決方案是使用空氣分離模塊(ASM)分子地分離空氣——或者如發(fā)動(dòng)機(jī)引氣或壓縮外部空氣所獲得的空氣——中的氮和氧。
[0005]在未來的飛機(jī)上將提出使用燃料電池技術(shù)來為諸如地面操作、地面推進(jìn)和緊急飛行動(dòng)力之類的功能提供輔助動(dòng)力。由于氫與(從周圍空氣供給的)氧被催化地發(fā)生反應(yīng)以提供電能的該技術(shù)的副產(chǎn)品，因此產(chǎn)生了耗盡氧氣的空氣，在該耗盡氧氣的空氣中，氧濃度通常小于10.5%。該空氣也是很潮濕(大約100%)和熱的，因此需要在使用該空氣惰化燃料箱之前對(duì)該空氣進(jìn)行處理以降低其濕度和溫度。
[0006]盡管降低溫度和濕度是一種已知的技術(shù)，然而該技術(shù)消耗飛行器資源，通常在降落至炎熱的目的地的飛行器上，特別地當(dāng)其他系統(tǒng)也處于高需求時(shí)該技術(shù)產(chǎn)生高需求。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0007]本發(fā)明的第一方面提供了一種控制被引入通氣式飛行器燃料箱中的惰化氣體的流率的方法，該方法包括:監(jiān)測(cè)飛行器燃料箱中的燃料量的變化；監(jiān)測(cè)飛行器燃料箱外部的周圍空氣壓力的變化；以及基于燃料箱中燃料量的變化和周圍空氣壓力P的變化主動(dòng)控
制被引入飛行器燃料箱中的惰化氣體的流率1
[0008]本發(fā)明是有利的，因?yàn)橥ㄟ^主動(dòng)控制被引入燃料箱中的惰性氣體的流率能夠優(yōu)化飛行器所載能源的使用。由于燃料箱中的燃料(通過飛行器發(fā)動(dòng)機(jī))被消耗，因此燃料箱氣隙體積將增大。由于周圍空氣壓力增大(例如，在從較高的海拔高度降落期間)，因此將普遍存在周圍空氣向通氣式燃料箱中的凈流入。通過大致匹配因壓力變化所造成的周圍空氣的攝取量和因燃料燃燒所造成的氣隙體積膨脹與供給至燃料箱的惰性氣體的量，能夠?qū)崿F(xiàn)優(yōu)化的惰化方案。與基于最糟糕的情況評(píng)估而將過量的惰性氣體引入燃料箱中以將UGOF維持在規(guī)定極限以下的惰化方案相比較，所需的惰性氣體的體積將減小。
[0009]根據(jù)任何惰化系統(tǒng)——無論該惰化系統(tǒng)是ASM還是產(chǎn)生作為電力生產(chǎn)的副產(chǎn)品的ODA的氫燃料電池，優(yōu)化惰性氣體向燃料箱的供給將使能源的損耗最小化。在使用發(fā)動(dòng)機(jī)引氣的ASM的情況下，優(yōu)化惰性氣體流量將減小所需引氣的量，從而產(chǎn)生了燃料燃燒節(jié)約。在氫燃料電池的情況下，優(yōu)化ODA的生產(chǎn)和處理將減小氫消耗，這將減小燃料電池系統(tǒng)的總
重量(如氫被瓶裝)。
[0010]此外，通過減小可以以其他方式不必要地饋送至燃料箱中的惰性氣體的體積一惰性氣體將不可避免地被推出燃料箱通氣系統(tǒng)，將減少排放物。通過減小被推出至大氣中的燃料蒸汽和/或富含二氧化碳的ODA的量，本發(fā)明也可以提供環(huán)境益處，特別地在產(chǎn)生航跡云的巡航期間處于高的海拔高度處更是如此。
[0011]惰化氣體的質(zhì)量流率可以被控制成使得從燃料箱排出的燃料箱氣隙的質(zhì)量流率最小化。
[0012]惰化氣體的質(zhì)量流率可以被控制成使得從燃料箱排出的燃料箱氣隙的質(zhì)量流率在地面操縱、巡航操作和降落操作期間大致為零。
[0013]惰化氣體的質(zhì)量流率可以被控制成使得從燃料箱排出的燃料箱氣隙的質(zhì)量流率貫穿飛行器的除了爬升階段之外的所有的操作性的地面階段和飛行階段是正的(即，凈流出)但是接近零。在爬升階段，由于周圍空氣壓力的大量減小，將存在氣隙氣體向周圍大氣的凈流出。在此時(shí)氣隙氣體將早已是惰性的。
[0014]監(jiān)測(cè)燃料箱中的燃料量的變化的步驟包括讀取例如正在由發(fā)動(dòng)機(jī)消耗的燃料的
質(zhì)量流率。
[0015]燃料質(zhì)量流率可以從發(fā)動(dòng)機(jī)的全權(quán)數(shù)字發(fā)動(dòng)機(jī)控制器(FADEC)來讀取。
[0016]監(jiān)測(cè)飛行器燃料箱外部的周圍空氣壓力的步驟可以包括從空氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)(ADS)讀取周圍空氣壓力。
[0017]該方法還可以包括計(jì)算由于周圍空氣壓力的變化速率δ P/St和瞬時(shí)燃料罐氣隙體積V(U)而經(jīng)由燃料箱的通氣系統(tǒng)進(jìn)入燃料箱氣隙的周圍空氣的凈體積流率Q(Up)，其中，Q(Up)=S P/StXV(U)。
[0018]該方法還可以包括計(jì)算由于因燃料被消耗(例如通過發(fā)動(dòng)機(jī)或輔助動(dòng)力單元)所造成的瞬時(shí)燃料箱氣隙體積V(U)的變化而經(jīng)由燃料箱的通氣系統(tǒng)進(jìn)入燃料箱中的周圍空氣的凈體積流率Q(Uf)。
[0019]瞬時(shí)氣隙體積V(U)可以基于燃料箱幾何形狀和燃料箱中的燃料體積V(F)來確定。
[0020]增加氣隙體積的速率δ V(U)/St可以基于正在從燃料箱移除的燃料的質(zhì)量流率iii(F)來計(jì)算。 [0021 ] 該方法還可以包括計(jì)算增加的氣隙體積V (U)的總體積流率Q (U)，其中:Q(U) =Q(Up) +Q(Uf)0
[0022]該方法還可以包括基于總體積流率Q(U)和瞬時(shí)周圍空氣壓力P來計(jì)算增加的燃料箱氣隙的質(zhì)量流率其中:
[0023]出(U)= Q(U) X P X Pa，其中，Pa是在氣隙溫度T時(shí)且I巴(bar)壓力時(shí)ODA的密度。
[0024]密度94根據(jù)包括ODA中的氮和氧的分?jǐn)?shù)以及燃料蒸汽和它們各自的分子重量和氣隙溫度T的公式來獲得。當(dāng)完全惰化時(shí)，在使用燃料電池廢氣時(shí)氧的分?jǐn)?shù)通常大約是
10.5%。氣隙溫度T可以通過FQMS來提供。[0025]被引入飛行器燃料箱中的惰化氣體的質(zhì)量流率&(丨 > 可以被主動(dòng)地控制成大約等于增加的燃料箱氣隙的質(zhì)量流率
[0026]被引入飛行器燃料箱中的惰化氣體的質(zhì)量流率&⑴可以被主動(dòng)地控制成比增加的燃料箱氣隙的質(zhì)量流率A(U)大了值X，其中，X小于2g/S，優(yōu)選地小于lg/s，并且更優(yōu)選
地小于0.5g/s。惰化氣體的質(zhì)量流率^h(I)更精確地是在飛行期間通氣過程中的湍流壓力
變化得以克服的最小值并且保證了來自通氣口的氣體的最小凈流出。在實(shí)際中，這通過通氣口中的阻火器封圈來協(xié)助，這趨于促進(jìn)除了湍流通氣流動(dòng)之外的線性通氣流動(dòng)。
[0027]被引入飛行器燃料箱的惰化氣體的質(zhì)量流率&(丨)可以通過對(duì)閥進(jìn)行調(diào)節(jié)來控
制。此外或替代性地，被引入飛行器燃料箱中的惰化氣體的質(zhì)量流率&(1)可以通過調(diào)節(jié)惰化氣體的產(chǎn)生速率來控制。
[0028]本發(fā)明的另外的方面提供了一種飛行器，該飛行器包括通氣式燃料箱、用于使燃料箱氣隙惰化的惰化氣體的供給源和用于執(zhí)行根據(jù)本發(fā)明的第一方面的方法的控制器。
[0029]飛行器還可以包括一個(gè)或更多個(gè)主發(fā)動(dòng)機(jī)，所述一個(gè)或更多個(gè)主發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)各自具有聯(lián)接至惰化氣體控制器的全權(quán)數(shù)字發(fā)動(dòng)機(jī)控制器(FADEC)。FADEC可以提供轉(zhuǎn)化成燃料體積使用速率S V(F)/St的燃料質(zhì)量使用速率Sm(F)/St，其中，SV(F)/δ t= δ m(F) / δ t/ P F，P F是從FQMS獲得的燃料密度。
[0030]因燃料使用所引起的氣隙體積增加速率SV(Uf)/St等于燃料體積使用速率δ V(F)/δ to
[0031]飛行器還可以包括聯(lián)接至惰化氣體控制器的空氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)(ADS)。ADS可以提供周圍空氣壓力P和周圍空氣壓力的變化速率δΡ/δ?。
[0032]飛行器還可以包括用于產(chǎn)生惰化氣體的供給源且聯(lián)接至惰化氣體控制器的機(jī)載惰性氣體產(chǎn)生器。
[0033]機(jī)載惰性氣體產(chǎn)生器可以是產(chǎn)生作為電力發(fā)電的副產(chǎn)品的耗盡氧的空氣(ODA)的燃料電池。替代性地，機(jī)載惰性氣體產(chǎn)生器可以包括空氣分離模塊(ASM)。
[0034]飛行器還可以包括聯(lián)接在惰化氣體的供給源與燃料箱之間的閥，該閥聯(lián)接至惰化氣體控制器并且適于控制惰化氣體向燃料箱的流動(dòng)。
【專利附圖】

【附圖說明】
[0035]現(xiàn)在將參照附圖對(duì)本發(fā)明的實(shí)施方式進(jìn)行描述，在附圖中:
[0036]圖1示出了包括本發(fā)明的惰化控制器的飛行器的平面圖；以及
[0037]圖2示出了多種飛行器系統(tǒng)的惰化控制器的連接情況的示意圖。
【具體實(shí)施方式】
[0038]圖1示出了飛行器I比如商用噴氣式客運(yùn)飛行器的平面圖。出于說明的目的，多種飛行器系統(tǒng)已經(jīng)以塊形示意性地疊加在飛行器的平面圖上，并且它們的真實(shí)位置不應(yīng)當(dāng)根據(jù)該附圖來推測(cè)。飛行器I包括當(dāng)前在現(xiàn)有的使用中的飛行器上發(fā)現(xiàn)的許多常規(guī)飛行器系統(tǒng)、將出現(xiàn)在未來的飛行器上的一些已經(jīng)提出的系統(tǒng)以及將與這些系統(tǒng)相交互使用的本發(fā)明的控制器。
[0039]飛行器I包括主發(fā)動(dòng)機(jī)2、3，在該實(shí)例中主發(fā)動(dòng)機(jī)2、3是一對(duì)安裝在機(jī)翼下的噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)。該機(jī)翼4、5包括內(nèi)部燃料箱6、7，并且在中央機(jī)翼盒中以常規(guī)方式存在有另外的中央燃料箱8。燃料量監(jiān)測(cè)系統(tǒng)(FQMS) 10與用于感測(cè)燃料箱6-8內(nèi)的燃料的多種燃料參數(shù)的多個(gè)傳感器相交互使用。這些傳感器可以包括常規(guī)型的燃料水平傳感器、燃料和氣隙溫度傳感器等。FQMSlO基于所感測(cè)到的燃料參數(shù)和已知的燃料箱尺寸來確定燃料箱中的燃料量。
[0040]每個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)2、3具有用于控制發(fā)動(dòng)機(jī)的相關(guān)聯(lián)的全權(quán)數(shù)字發(fā)動(dòng)機(jī)控制器(FADEC) 11、12。FADECl1、12經(jīng)由飛行器數(shù)據(jù)網(wǎng)(在圖1中未示出)聯(lián)接至飛行器駕駛艙13并且向惰化控制器提供燃料消耗速率。
[0041]多個(gè)空氣壓力傳感器例如全靜壓探針14聯(lián)接至空氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)(ADS) 15。ADS經(jīng)由飛行器數(shù)據(jù)網(wǎng)聯(lián)接至飛行器駕駛艙13。ADS能夠操作成確定來自空氣壓力傳感器的爬升/降落速率、飛行器的空速、馬赫數(shù)和/或海拔高度以及從例如陀螺儀、全球定位系統(tǒng)(GPS)、加速度計(jì)和空氣溫度傳感器所接收的其他數(shù)據(jù)。在數(shù)據(jù)慣性參考系統(tǒng)(ADIRS)或類似系統(tǒng)中ADS可以與導(dǎo)航系統(tǒng)結(jié)合。
[0042]將不對(duì)FQMS10、FADECl 1,12和ADS15的細(xì)節(jié)進(jìn)行更詳細(xì)地描述，因?yàn)檫@些系統(tǒng)或類似系統(tǒng)在現(xiàn)有系統(tǒng)中是公知的。
[0043]內(nèi)部燃料箱6、8包括用于平衡空氣壓力或至少減小燃料箱氣隙(在燃料箱中的液體燃料上方的氣體的體積)與飛行器外部的周圍大氣之間的空氣壓力差的常規(guī)類型的通氣系統(tǒng)。飛行器I包括安裝在每個(gè)機(jī)翼4，5的末梢處且經(jīng)由通氣管網(wǎng)和阻火器(未示出)連接至每個(gè)燃料箱6-8的氣隙的通氣口 16、17，比如常規(guī)類型的NACA導(dǎo)管。燃料箱6_8還可以包括常規(guī)類型的超壓釋放閥等以防止在燃料箱內(nèi)產(chǎn)生超壓。通氣口 16、17通向周圍大氣并且允許氣隙氣體被放出至周圍環(huán)境，并且允許周圍空氣進(jìn)入燃料箱。若需要，可以使用閥或旁路來限制/實(shí)現(xiàn)氣體流動(dòng)通過通氣口。
[0044]飛行器I包括燃料電池動(dòng)力系統(tǒng)18，在該示例中，燃料電池動(dòng)力系統(tǒng)18是多功能燃料電池系統(tǒng)(MFFCS)。燃料電池系統(tǒng)18能夠操作成為諸如地面操作、地面推進(jìn)和飛行中的緊急動(dòng)力之類的功能提供輔助動(dòng)力，并且本身基于現(xiàn)有的噴氣式渦輪技術(shù)和緊急沖壓空氣渦輪(RAT)代替常規(guī)輔助動(dòng)力單元(APU)。燃料電池系統(tǒng)18催化地使(存儲(chǔ)于飛行器尾部機(jī)身中所形成的低溫儲(chǔ)箱中的)氫與(從飛行器外部的周圍空氣獲得的氧)發(fā)生反應(yīng)以產(chǎn)生電能。這里將不對(duì)燃料電池系統(tǒng)18的細(xì)節(jié)進(jìn)行重復(fù)說明，因?yàn)樗鼈儗?duì)于本領(lǐng)域的普通技術(shù)人員是已知的。
[0045]作為該電力發(fā)電的副產(chǎn)品，燃料電池系統(tǒng)18產(chǎn)生了耗盡氧的空氣(0DA)，在該耗盡氧的空氣(ODA)中，氧濃度通常小于10.5%。該空氣是很潮濕(大約100%)和熱的，因此需要在能夠使用該空氣惰化燃料箱6-8之前對(duì)該空氣進(jìn)行處理以減小其濕度和溫度。飛行器I包括惰性氣體調(diào)節(jié)系統(tǒng)19，該惰性氣體調(diào)節(jié)系統(tǒng)19基于現(xiàn)有技術(shù)在ODA被引入燃料箱6-8之前減小ODA的溫度和濕度。
[0046]本發(fā)明提供了惰化控制器20，現(xiàn)在將參照?qǐng)D2對(duì)惰化控制器20進(jìn)行詳細(xì)描述。在圖2中，由虛線包圍的區(qū)域定界飛行器系統(tǒng)的已經(jīng)被添加或修改以便能夠成為本發(fā)明的示例性實(shí)施方式的那些部分。
[0047]惰化控制器20通過飛行器數(shù)據(jù)網(wǎng)21例如AFDX被聯(lián)接至ADS15以及FADEC11、12。ADS向惰化控制器20提供空氣壓力數(shù)據(jù)22和爬升/降落速率數(shù)據(jù)23。FADECl1、12向惰化控制器20提供燃料燃燒(速率)數(shù)據(jù)24。惰化控制器也聯(lián)接至F0MS10，F(xiàn)0MS10向惰化控制器20提供氣隙溫度25和燃料量數(shù)據(jù)(包括燃料質(zhì)量和密度)。氣隙溫度數(shù)據(jù)從設(shè)置在燃料箱6-8中的溫度傳感器26獲得。
[0048]燃料電池系統(tǒng)18被供給以空氣27 (包含氧)和氫28，并且燃料電池系統(tǒng)18將飛行器動(dòng)力(電力)29輸出至飛行器動(dòng)力網(wǎng)(未示出)，并且將熱且潮濕的0DA30輸出至惰性氣體調(diào)節(jié)系統(tǒng)19。在燃料電池系統(tǒng)18與惰性氣體調(diào)節(jié)系統(tǒng)19之間的閥31對(duì)由燃料電池系統(tǒng)18所產(chǎn)生的惰性氣體調(diào)節(jié)系統(tǒng)19不需要的過量0DA32進(jìn)行轉(zhuǎn)移。過量的熱且潮濕的0DA32可以從飛行器I被放出，或被其他飛行器系統(tǒng)用作熱源。
[0049]惰化控制器20聯(lián)接至燃料電池系統(tǒng)18并且將燃料電池動(dòng)力需求信號(hào)36輸出至燃料電池系統(tǒng)18。惰化控制器聯(lián)接至閥31并且將過量的ODA節(jié)流閥需求信號(hào)37輸出至閥31。
[0050]惰性氣體調(diào)節(jié)系統(tǒng)19處理熱且潮濕的0DA30并且朝向燃料箱6_8輸出冷且干燥的0DA33。通過惰性氣體調(diào)節(jié)系統(tǒng)19從熱且潮濕的0DA30提取的過量的水34和熱35可以從飛行器I被放出或被其他飛行器系統(tǒng)用作水源或熱源。
[0051]惰化控制器20聯(lián)接至流量傳感器38，該流量傳感器38檢測(cè)通過惰性氣體調(diào)節(jié)系統(tǒng)19所產(chǎn)生的冷且干燥的0DA33的質(zhì)量流率。在惰性氣體調(diào)節(jié)系統(tǒng)19與燃料箱6_8之間設(shè)置有節(jié)流閥39用于控制被饋送至燃料箱6-8的冷且干燥的0DA33的流量。惰化控制器20聯(lián)接至節(jié)流閥39并且將ODA流量節(jié)流閥需求信號(hào)40輸出至節(jié)流閥39。
[0052]由于燃料箱6-8 (通過通氣口 16，17)向周圍大氣排氣，因此燃料蒸汽、ODA或氣隙氣體的其他成分根據(jù)飛行器I外部的變化的空氣壓力(例如，因飛行器爬升/降落)和根據(jù)被饋送至燃料箱6-8的0DA33的流率而被排出41至周圍大氣。惰化控制器20包括計(jì)算機(jī)演算規(guī)則系統(tǒng)(algorithm)，該計(jì)算機(jī)演算規(guī)則系統(tǒng)旨在使在飛行器的除了爬升之外的所有的地面情形和飛行情形期間的氣隙氣體經(jīng)由通氣口 16、17向周圍大氣的流出最小化。
[0053]在爬升期間，隨著海拔高度增加，由于快速減小的周圍空氣壓力，將存在氣隙氣體向周圍環(huán)境的凈流出。由于被發(fā)動(dòng)機(jī)所燃燒的燃料，該壓力變化的影響將一定超過增加的氣隙體積，因此氣隙氣體的凈流出通常將是不可避免的。ODA向燃料箱的供給在爬升期間被切斷以使因惰化所引起的流出最小化。
[0054]現(xiàn)在將對(duì)用以實(shí)現(xiàn)在飛行器的除了爬升之外的所有的地面情形和飛行情形期間使氣隙氣體向周圍大氣的流出最小化的惰化控制器20的計(jì)算機(jī)演算規(guī)則系統(tǒng)的操作進(jìn)行詳細(xì)描述。
[0055]計(jì)算機(jī)演算規(guī)則系統(tǒng)從ADS15讀取周圍空氣壓力數(shù)據(jù)22。使空氣壓力數(shù)據(jù)22微分化，揭示了周圍空氣壓力的變化速率。惰化控制器20從FQMSlO讀取燃料量參數(shù)并且基于燃料箱6-8的已知的幾何形狀計(jì)算燃料箱氣隙體積。氣隙體積是燃料箱體積減去燃料箱中的燃料體積。
[0056]計(jì)算機(jī)演算規(guī)則系統(tǒng)計(jì)算由于周圍空氣壓力的變化而經(jīng)由通氣口 16、17進(jìn)入燃料箱6-8中的周圍空氣的理論上的凈氣隙體積流率Q(Up)?；谥車諝鈮毫Φ淖兓俾屎腿剂舷錃庀扼w積來計(jì)算進(jìn)入燃料箱中的周圍空氣的理論上的凈體積流率。如根據(jù)下面的描述將明顯的，該值是理論上的，因?yàn)槎杌刂破?0旨在確保被供給至燃料箱的ODA在除了爬升之外的所有的地面情形和飛行情形期間都提供氣隙氣體從通氣口 16、17的最小排出(即，沒有周圍空氣的凈流入)。
[0057]計(jì)算機(jī)演算規(guī)則系統(tǒng)從FADEC11U2讀取通過發(fā)動(dòng)機(jī)2、3所消耗的燃料的質(zhì)量流率(燃料燃燒速率)。計(jì)算機(jī)演算規(guī)則系統(tǒng)計(jì)算因燃料燃燒所造成的氣隙體積增加并且根據(jù)該氣隙體積增加計(jì)算因燃料燃燒所造成的增加的氣隙體積的體積流率Q(Uf)。
[0058]對(duì)因變化的周圍壓力和燃料燃燒所造成的氣隙體積流率進(jìn)行求和，給出了總氣隙體積增加流率Q⑶=Q (Up) +Q (Uf)。根據(jù)該公式，能夠基于氣隙溫度25和氣隙氣體組成來計(jì)
算增加的燃料箱氣體的質(zhì)量流率tilIU).[0059]流量傳感器38測(cè)量被饋送至惰化控制器20的冷且干燥的0DA33的流率。計(jì)算機(jī)演算規(guī)則系統(tǒng)使用來自流量傳感器38的感測(cè)到的ODA流量信號(hào)作為反饋控制。如果感測(cè)到的ODA流量太低，那么惰化控制器20向節(jié)流閥39發(fā)送ODA流量節(jié)流閥“進(jìn)一步打開”需求40。如果感測(cè)到的ODA流量仍然太低，那么惰化控制器20向燃料電池系統(tǒng)18發(fā)送燃料電池動(dòng)力需求信號(hào)36以增加輸出。過量的動(dòng)力被饋送至主飛行器動(dòng)力網(wǎng)，從而能夠使發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生器產(chǎn)生較少的動(dòng)力。
[0060]如果感測(cè)到的ODA流量太高，那么惰化控制器20向燃料電池系統(tǒng)18發(fā)送燃料電池動(dòng)力需求信號(hào)36以減小輸出。然而，由于燃料電池系統(tǒng)是多功能燃料電池系統(tǒng)——該多功能燃料電池系統(tǒng)的多功能包括提供飛行器輔助電力，那么燃料電池系統(tǒng)18的輸出在燃料電池需要飛行器動(dòng)力29的情況下不可以減小。惰化控制器20將向閥31發(fā)送過量的ODA節(jié)流閥需求42以使閥31打開成使得進(jìn)入惰性氣體調(diào)節(jié)系統(tǒng)19的熱且潮濕的0DA30被減小并且過量的0DA32被放出。由于通過流量傳感器38所感測(cè)到的ODA流量的變化的滯后，惰化控制器20向節(jié)流閥39發(fā)送ODA流量節(jié)流閥需求40以減小0DA33向燃料箱6_8的流動(dòng)。
[0061]節(jié)流閥39被控制成使得被饋送至燃料箱6-8的ODA(惰性氣體)的質(zhì)量流率
等于rh(U)+X，其中，X是小幅度以確保連續(xù)的正的ODA流動(dòng)。質(zhì)量流率增量X優(yōu)選地大致
為零，并且X將取決于燃料箱惰化系統(tǒng)構(gòu)型，但是通常將小于約2g/s。
[0062]如上所述，計(jì)算機(jī)演算規(guī)則系統(tǒng)是“不生效(inoperable)”并且在由于周圍空氣壓力的減小而通常將存在氣隙氣體的顯著凈流出的爬升期間將需要零ODA流動(dòng)。計(jì)算機(jī)演算規(guī)則系統(tǒng)也將在燃料箱的初始惰化期間是不生效的，其中，不管氣隙氣體從通氣口 16、17的凈流出，0DA33將以全速供給至燃料箱6-8，直到UGOF低于所描述的極限。計(jì)算機(jī)演算規(guī)則系統(tǒng)將考慮將影響氣體密度的周圍空氣、燃料箱和0DA33的溫度的變化。
[0063]因此，惰化控制器20能夠操作成通過燃料電池系統(tǒng)18優(yōu)化ODA的產(chǎn)生，并且能夠操作成通過惰性氣體調(diào)節(jié)系統(tǒng)19優(yōu)化ODA的處理，使得ODA向燃料箱的流率被主動(dòng)控制成確保氣隙氣體在不向周圍大氣排放過量的氣隙氣體的情況下是惰性的。這減小了燃料電池系統(tǒng)18的氫需求(直接、間接作為電能)并且減小了來自燃料箱的ODA和的燃料蒸汽的排放物。
[0064]將理解的是，惰化控制器可以應(yīng)用于除了以上描述的燃料電池之外的其他的機(jī)載惰性氣體產(chǎn)生器，比如將提供燃料燃燒和燃料箱排放物的減小的ASM。由這些機(jī)載惰性氣體產(chǎn)生器所產(chǎn)生的惰化氣體例如可以是ODA、富含氮的空氣(NEA)或氮。
[0065]惰化控制器可以被配裝或向后配裝至現(xiàn)有的飛行器燃料系統(tǒng)以便與現(xiàn)有的ADS、FQMS、FADEC和機(jī)載惰性氣體產(chǎn)生器(OBIGGS)系統(tǒng)相交互使用。
[0066]盡管上面已經(jīng)參照一個(gè)或更多個(gè)實(shí)施方式對(duì)本發(fā)明進(jìn)行了描述，但是將理解的是，在不背離所附權(quán)利要求中所限定的本發(fā)明的范圍的情況下可以做出多種變化和改型。
【權(quán)利要求】
1.一種控制引入通氣式飛行器燃料箱的惰化氣體的流率的方法，所述方法包括: 監(jiān)測(cè)所述飛行器燃料箱中的燃料量的變化； 監(jiān)測(cè)所述飛行器燃料箱外部的周圍空氣壓力的變化；以及 基于所述燃料箱中的燃料量的變化和周圍空氣壓力P的變化主動(dòng)地控制引入所述飛行器燃料箱中的惰化氣體的流率。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，其中，所述惰化氣體的質(zhì)量流率被控制成使得從所述燃料箱排出的燃料箱氣隙的質(zhì)量流率最小化。
3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的方法，其中，所述惰化氣體的所述質(zhì)量流率被控制成使得從所述燃料箱排出的所述燃料箱氣隙的所述質(zhì)量流率在地面操縱、巡航操作和降落操作期間大致為零。
4.根據(jù)權(quán)利要求2所述的方法，其中，所述惰化氣體的所述質(zhì)量流率被控制成使得從所述燃料箱排出的所述燃料箱氣隙的所述質(zhì)量流率在所述飛行器的除了爬升之外的所有操作性的地面階段和飛行階段小于2g/s。
5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，其中，監(jiān)測(cè)所述燃料箱中的燃料量的變化的所述步驟包括讀取例如正在由發(fā)動(dòng)機(jī)所消耗的燃料的質(zhì)量流率。
6.根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，還包括計(jì)算由于周圍空氣壓力P的變化而經(jīng)由所述燃料箱的通氣系統(tǒng)進(jìn)入所述燃料箱氣隙U中的周圍空氣的凈體積流率Q(Up)。
7.根據(jù)權(quán)利要求6所述的方法，其中，進(jìn)入所述燃料箱氣隙的周圍空氣的所述凈體積流率基于所述周圍空氣壓力的變化速率δ p/St和瞬時(shí)燃料箱氣隙體積V(U)來計(jì)算。
8.根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，還包括計(jì)算由于因燃料F從所述燃料箱移除所造成的氣隙體積V(U)的變化而經(jīng)由所述燃料箱的通氣系統(tǒng)進(jìn)入所述燃料箱氣隙U中的周圍空氣的凈體積流率Q (Uf)。
9.根據(jù)權(quán)利要求8所述的方法，其中，增加的氣隙體積速率δV(U)/St基于正在從所述燃料箱移除的燃料的質(zhì)量流率&(F)來計(jì)算。
10.根據(jù)權(quán)利要求6所述的方法，還包括:計(jì)算由于因燃料F從所述燃料箱移除所造成的所述氣隙體積V(U)的變化而經(jīng)由所述燃料箱的通氣系統(tǒng)進(jìn)入所述燃料箱氣隙U中的周圍空氣的凈體積流率Q(Uf);以及計(jì)算增加的氣隙體積U的總體積流率Q(U)，其中:
Q(U) =Q(Up) +Q(Uf)0
11.根據(jù)權(quán)利要求10所述的方法，還包括基于所述體積流率Q(U)和所述瞬時(shí)周圍空氣壓力P來計(jì)算增加的燃料箱氣隙的質(zhì)量流率&(11)。
12.根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，其中，引入所述飛行器燃料箱中的惰化氣體的質(zhì)量流率被主動(dòng)地控制成約等于增加的燃料箱氣隙的質(zhì)量流率
13.根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，其中，引入所述飛行器燃料箱中的惰化氣體的質(zhì)量流率被主動(dòng)地控制成比增加的燃料箱氣隙的質(zhì)量流率riXU)大了值X，其中，X小于2g/S,優(yōu)選地小于Ig/s,并且更優(yōu)選地小于0.5g/s。
14.根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，其中，引入所述飛行器燃料箱中的惰化氣體的質(zhì)量流率』通過對(duì)閥進(jìn)行調(diào)節(jié)來控制。
15.根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，其中，引入所述飛行器燃料箱中的惰化氣體的質(zhì)量流率1通過調(diào)節(jié)所述惰化氣體的產(chǎn)生速率來控制。
16.一種飛行器，所述飛行器包括通氣式燃料箱、用于使燃料箱氣隙惰化的惰化氣體的供給源、和用于執(zhí)行根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法的控制器。
17.根據(jù)權(quán)利要求16所述的飛行器，還包括一個(gè)或更多個(gè)主發(fā)動(dòng)機(jī)，所述一個(gè)或更多個(gè)主發(fā)動(dòng)機(jī)各自具有聯(lián)接至所述惰化氣體控制器的全權(quán)數(shù)字發(fā)動(dòng)機(jī)控制器(FADEC)。
18.根據(jù)權(quán)利要求16所述的飛行器，還包括聯(lián)接至所述惰化氣體控制器的空氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)。
19.根據(jù)權(quán)利要求16所述的飛行器，還包括用于產(chǎn)生所述惰化氣體的供給源且聯(lián)接至所述惰化氣體控制器的機(jī)載惰性氣體產(chǎn)生器。
20.根據(jù)權(quán)利要求16所述的飛行器，還包括聯(lián)接在所述惰化氣體的供給源與所述燃料箱之間的閥，所述 閥聯(lián)接至所述惰化氣體控制器并且適于控制惰化氣體至所述燃料箱的流動(dòng)。
【文檔編號(hào)】B64D37/32GK104015930SQ201410073782
【公開日】2014年9月3日 申請(qǐng)日期:2014年2月28日 優(yōu)先權(quán)日:2013年2月28日
【發(fā)明者】富蘭克林·蒂奇伯恩, 布賴恩·休斯, 格溫埃勒·馬里·盧塞特·勒努阿爾瓦萊, 斯蒂芬·愛德華·布爾內(nèi)斯 申請(qǐng)人:空中客車營(yíng)運(yùn)有限公司, 空中客車德國(guó)運(yùn)營(yíng)有限責(zé)任公司