飞行器

摘要

本发明涉及飞行器。提供了一种操作地关联于飞行器机身燃料箱的雷电保护通气管线，其包括：通气管道；在通气管道的近端处的联接器，用于将通气管道流体连接到燃料箱；设置在通气管道的远端处且在机身的外部位置处的通气开口；和在管道中设置在联接器和通气开口之间的阻火器。通气管道将具有在联接器和通气开口之间的有效轴向尺寸，并且阻火器将设置在管道中，在阻火器的入口和通气开口之间成有效轴向间隔距离，使得有效轴向尺寸/有效轴向间隔距离大于5。作为替代，阻火器可省略，但通气管道则将具有至少一个线性管道区段，以提供在联接器和通气开口之间的通气管线管道的有效轴向尺寸，有效轴向尺寸是通气管道的直径的至少十倍大。

权利要求

1.一种飞行器，所述飞行器包括机身和燃料箱，所述机身具有前方机首位置和后方尾翼位置，所述燃料箱被安装在所述机身内在所述机首位置和所述尾翼位置之间，所述燃料箱包括至少一个雷电保护通气管线，其中，所述至少一个雷电保护通气管线包括：通气管道，所述通气管道包括多个线性区段和多个弯曲区段；

在所述通气管道的近端处的联接器，用于将所述通气管道流体连接到所述燃料箱；

通气开口，所述通气开口设置在所述通气管道的远端处且在所述机身的外部位置处且在位于所述飞行器的机首部分处的范围1雷击风险区域后面的范围2雷击风险区域内，从而在所述燃料箱和在所述飞行器的所述范围2雷击风险区域内的所述机身的外部周围环境之间建立流体连通，其中，所述范围1雷击风险区域是飞行器中具有相对较高的直接雷击附着概率的区域，而所述范围2雷击风险区域是通常邻近所述范围1雷击风险区域且是经受雷击横扫的次级直接雷击范围的区域；和

在所述管道中设置在所述联接器和所述通气开口之间的阻火器，其中所述通气管道包括在所述联接器和所述阻火器之间的至少一个弯曲区段以及在所述阻火器和所述通气开口之间的至少一个另外的弯曲区段，并且其中所述通气管道具有在所述联接器和所述通气开口之间的多个线性区段和多个弯曲区段的有效轴向尺寸，其中，所述有效轴向尺寸被定义为在所述通气开口与所述联接器之间测量的、所述通气管道的标称纵向尺寸且包括所述通气管道中的各线性区段的轴向尺寸与所述通气管道中的各弯曲区段的轴向尺寸的总和，并且其中所述阻火器设置在所述通气管道中在所述至少一个弯曲区段和所述至少一个另外的弯曲区段之间，以便在所述阻火器的入口和所述通气开口之间限定有效轴向间隔距离，使得所述有效轴向尺寸对所述有效轴向间隔距离的比大于5，其中，所述有效轴向间隔距离被定义为在所述阻火器的入口与所述通气开口之间测量的、所述通气管道的标称纵向尺寸且包括所述通气管道中的各线性区段的轴向尺寸与所述通气管道中的各弯曲区段的轴向尺寸的总和。

2.根据权利要求1所述的飞行器，其中，所述燃料箱位于所述机身的机腹区域。

3.根据权利要求1所述的飞行器，其中，所述燃料箱包括一对雷电保护通气管线。

说明书

飞行器

技术领域

[0001] 本文公开的实施例总体涉及用于与未安装在飞行器机翼中的飞行器燃料箱、例如安装在飞行器机身中的燃料箱相关联的燃料通气的雷电保护系统和方法。

背景技术

[0002] 如众所周知，飞行器在强对流天气活动附近时，很容易受到雷击。因此，当接近于可能产生雷电放电的天气条件时，雷击到在地面或在空中机动的飞行器并不少见。由于这
个原因，多种机载雷电保护系统是已知的并且由飞行器制造商采用，如从美国专利3906308
和8672269(各自的整个内容通过引用明确合并入本文)显见的。

[0003] 飞行器的燃料箱通常安装在飞行器的主翼结构中。燃料箱必须包括通向周围大气环境的通气口，以防止在飞行操作期间机载燃料的数量因发动机消耗而减少时在燃料箱内
发生负压。通气口还确保在燃料加注操作期间燃料箱不会过压。常规的机翼燃料箱通气口
包括通常位于机翼的下侧蒙皮上的通气开口，其处于雷击概率低的区域。管道将通气开口
连接到机翼安装的燃料箱，以允许环境外部空气在通气开口和燃料箱之间连通。

[0004] 飞行器中具有相对较高的直接雷击附着概率的那些区域被称为范围1(Zone 1)区域。范围1区域典型地是在飞行器机翼、垂直尾翼和水平稳定器表面、机首和发动机的末端
上的那些飞行器区域。范围2(Zone 2)区域是通常邻近范围1区域的那些区域，这些区域是
经受雷击横扫的次级直接雷击范围。由于这个原因，机翼燃料箱通气口典型地位于范围1或
2区域之外。具体地，燃料机翼通气口典型地位于在飞行器翼尖附近的范围3(Zone 3)区域
中，即低雷击概率的范围。将通气开口定位在范围1和2之外，防止了当通气开口处的燃料蒸
汽状态处于临界时，雷击附着导致在机翼燃料通气开口处引发流光。通过将通气开口定位
在范围1区域和范围2区域之外，由此避免了局部爆炸可能传播到燃料箱中而导致灾难性爆
炸。

[0005] 燃料在飞行器机身中的装箱储存在雷电保护方面导致多个独有问题，因为飞行器机身完全在飞行器的范围1机首区域后方的、具有雷电流光风险的范围2区域中。因而，为将
机身安装的燃料箱安全地通气到尽可能靠近飞行器主翼尖端的范围3区域，必须采用各种
繁重的系统。例如，为了将用于机载的机身安装的燃料箱的通气出口布置在范围3区域中，
必须在机身安装的燃料箱与位于飞行器主翼上的其相关通气开口之间提供和布线大规模
的管系、阀门和管接头。结果，随之而来的是这样的通气相关结构的外加重量，以及与机身
安装的燃料箱中的燃料的供应和传送相关联的较小流量和压力。

[0006] 因此，本领域需要的是用于不安装在机翼中的、例如在飞行器身内的飞行器燃料箱的雷电保护系统和方法，该雷电保护系统和方法如果不能完全消除上述缺陷，则使这些
缺陷最小化。

发明内容

[0007] 本文公开的实施例总体涉及操作地关联于飞行器机身燃料箱(即，在物理上位于飞行器机身结构内的机载燃料箱)的雷电保护通气管线。因此，飞行器可以包括机身和安装
在机身内的燃料箱，所述燃料箱包括至少一个雷电保护通气管线。

[0008] 根据一个实施例，所述雷电保护通气管线将包括：通气管道；在通气管道的近端处用于将通气管道流体连接到燃料箱的联接器；和设置在通气管道的远端处且在机身的外部
位置处的通气开口，用以建立燃料箱和机身的外部周围环境之间的流体连通。阻火器在管
道中设置在联接器和通气开口之间。根据这样的实施例的通气管道因此将具有在联接器和
通气开口之间的有效轴向尺寸(L)，其中所述阻火器设置在管道中，在阻火器的入口和通气
开口之间成有效轴向间隔距离(D)，使得L/D大于5。

[0009] 根据另一实施例，阻火器被省略，但通气管道则将具有至少一个线性管道区段，以提供在联接器和通气开口之间的通气管线管道的有效轴向尺寸(L1)，该有效轴向尺寸(L1)
是通气管道的直径(D1)的至少十倍大。

[0010] 总之，本发明提供了一种飞行器，所述飞行器包括机身和燃料箱，所述机身具有前方机首位置和后方尾翼位置，所述燃料箱被安装在所述机身内在所述机首位置和所述尾翼
位置之间，所述燃料箱包括至少一个雷电保护通气管线，其中，所述至少一个雷电保护通气
管线包括：

[0011] 通气管道，所述通气管道包括多个线性区段和多个弯曲区段；

[0012] 在所述通气管道的近端处的联接器，用于将所述通气管道流体连接到所述燃料箱；

[0013] 通气开口，所述通气开口设置在所述通气管道的远端处且在所述机身的外部位置处且在位于所述飞行器的机首部分处的范围1雷击风险区域后面的范围2雷击风险区域内，
从而在所述燃料箱和在所述飞行器的所述范围2雷击风险区域内的所述机身的外部周围环
境之间建立流体连通，其中，所述范围1雷击风险区域是飞行器中具有相对较高的直接雷击
附着概率的区域，而所述范围2雷击风险区域是通常邻近所述范围1雷击风险区域且是经受
雷击横扫的次级直接雷击范围的区域；和

[0014] 在所述管道中设置在所述联接器和所述通气开口之间的阻火器，其中

[0015] 所述通气管道包括在所述联接器和所述阻火器之间的至少一个弯曲区段以及在所述阻火器和所述通气开口之间的至少一个另外的弯曲区段，并且其中

[0016] 所述通气管道具有在所述联接器和所述通气开口之间的多个线性区段和多个弯曲区段的有效轴向尺寸，其中，所述有效轴向尺寸被定义为在所述通气开口与所述联接器
之间测量的、所述通气管道的标称纵向尺寸且包括所述通气管道中的各线性区段的轴向尺
寸与所述通气管道中的各弯曲区段的轴向尺寸的总和，并且其中

[0017] 所述阻火器设置在所述通气管道中在所述至少一个弯曲区段和所述至少一个另外的弯曲区段之间，以便在所述阻火器的入口和所述通气开口之间限定有效轴向间隔距
离，使得所述有效轴向尺寸对所述有效轴向间隔距离的比大于5，其中，所述有效轴向间隔
距离被定义为在所述阻火器的入口与所述通气开口之间测量的、所述通气管道的标称纵向
尺寸且包括所述通气管道中的各线性区段的轴向尺寸与所述通气管道中的各弯曲区段的
轴向尺寸的总和。

[0018] 优选地，所述燃料箱位于所述机身的机腹区域。

[0019] 优选地，所述燃料箱包括一对雷电保护通气管线。

[0020] 在仔细考虑本发明的优选示例性实施例的以下详细描述之后，本发明的这些和其它方面和优点将变得更加清楚。

附图说明

[0021] 结合附图参考以下对示例性非限制性说明性实施例的详细描述，将更好和更完整地理解本发明公开的实施例，其中：

[0022] 图1是根据本文所述的本发明实施例的装备有机身安装的燃料箱和相关联的燃料通气开口的飞行器的底部透视图；

[0023] 图2是在图1的飞行器中使用的机身安装的燃料箱的透视图，示出了本文所述的本发明的雷电保护燃料通气管线系统的实施例；

[0024] 图3是图2所示的示例性雷电保护燃料通气管线系统的放大立面图；和

[0025] 图4是机身安装的燃料箱的透视图，其包括本文所述的本发明的雷电保护燃料通气管线系统的另一个实施例。

具体实施方式

[0026] 图1描绘了具有机身12、相反的主翼14、垂直尾翼表面16和相反的水平稳定器表面18(在图1中，仅左舷稳定器表面18可见)的常规多发动机运输类飞行器10。每个机翼14支撑
机翼下方安装的涡轮风扇发动机20中的相应一个。

[0027] 图2是可以设置在飞行器10的机身12的机腹部分内的机身燃料箱30的后视图。如图所示，机腹的机身燃料箱30设置有一对通气管线32、34，各通气管线在其远端处端接于位
于机身12的蒙皮外部的通气开口32a、34a(参见图1)。每个通气管线32、34设有：通气管道
32b、34b，其分别从位于管道32b、34b的近端处的与机腹的机身燃料箱30联接的流体联接器
32c、34c延伸到通气开口32a、34a；和流通阻火器32d、34d，其分别操作地设置在通气管道
32b、34b中，位于通气开口32a、34a和联接器32c、34c之间。

[0028] 可以理解的是，通气开口32a、34a在物理上位于机身12的外蒙皮上，在飞行器的机首10a的范围1风险区域后面的范围2风险区域内。根据图2所示的实施例，通气管线32、34各
自包括根据本发明一实施例的雷电保护。更具体地，本申请人已经发现，在管道32b、34b中
设置阻火器32d、34d，并将阻火器32d、34d定位成与通气开口32a相距一段规定距离且该规
定距离满足L/D>5，提供了足够的范围2雷电保护，其中分别地，L是管道32b、34b的总有效轴
向尺寸(mm)，D是阻火器32d、34d的入口与通气开口32a、34a之间的有效轴向间隔距离。

[0029] 本文中使用的术语“有效轴向尺寸”被定义为如在通气开口32a、34a与燃料箱联接器32c、34c之间测量的、管道32b、34b的标称纵向尺寸(mm)，其分别包括管道32b、34b中的各
直线区段的轴向尺寸与管道32b、34b中的各弯曲区段的轴向尺寸的总和。

[0030] 本文中使用的术语“有效轴向间隔距离”被定义为如在阻火器32d、34d的入口与通气开口32a、34a之间测量的、管道32b、34b的标称纵向尺寸(mm)，包括管道32b、34b中的各直
线区段的轴向尺寸与管道32b、34b中的各弯曲区段的轴向尺寸的总和。

[0031] 图3示出了通气管线32的主要部件，以及有效轴向尺寸L和有效轴向间隔距离D的无量纲关系L/D>5的示例性图形描绘。可以看出，图3所示的通气管线32的有效轴向尺寸L包
括各线性(直线)区段L1至L4的轴向尺寸和弯曲区段L5、L6的轴向尺寸。由此，通气管线32的
有效轴向尺寸L(mm)等于线性区段和弯曲区段L1+L2+L3+L4+L5+L6的轴向尺寸(mm)。类似地，
图3所示的通气管线32的有效轴向间隔距离D是每个线性(直线)区段D1、D2和D4的轴向尺寸
以及弯曲区段D3的轴向尺寸。因此，通气管线32的有效尺寸L(mm)等于线性区段和弯曲区段
D1+D2+D3+D4的轴向尺寸(mm)。类似的尺寸分析可对图2所示的通气管线34进行，且因此对其
同样适用，即使可能采用不同数量的线性区段和弯曲区段。

[0032] 适用于处理航空级燃料的任何传统的阻火器可以用作上述通气管线32、34中的阻火器32d、34d。可以使用的一种特别有利的阻火器是在美国专利6,823,831(“US'831”)中描
述的，该专利的全部内容通过引用明确并入本文。US'831专利中的阻火器被描述为有用地
用于燃料泵排放，而不是用作用于雷电保护的燃料通气管线部件。

[0033] 通气管线32和34可以包括常规用于飞行器燃料管线的其它结构。例如，图3所示的通气管线32被描绘为包括合适的防磨擦套管32e，以防止通气管道32b在其预期位置处的机
械磨损。可以提供机械连接器等，但是为了便于说明，未示出这些机械连接器。

[0034] 在图4中示出了用于机身燃料箱30'的雷电保护通气管线42的替代实施例，其可位于飞行器10的机身12的机腹部分内。与上述关于图2和图3所述的实施例不同，图4中所示的
通气管线42不包括阻火器。相反，根据图4的实施例，通气管线42具有管道42，管道42在通气
开口42a和燃料箱联接器42c之间具有至少一个纵向管道区段42b，该纵向管道区段42b具有
是管道42b的直径D1的至少十倍大的有效轴向尺寸(mm)L1，即满足L1/D1>10的无量纲关系。

[0035] 虽然已经结合目前被认为是最实际和优选的实施例描述了本发明，但是应当理解，本发明不限于所公开的实施例，而是相反，旨在覆盖包括在本发明精神和范围内的各种
修改和等同布置。