(57)【要約】本発明による燃料システムは、エンジンに結合された燃料ラインと、燃料タンク（１１）に結合された入口及び燃料ラインに結合された出口を有する燃料ポンプ（２０、２１）と、水を収集する入口（３２）及び燃料ポンプと並列で燃料ラインに結合された出口（３３）を有する水抜きシステムとを備えている。この水抜きシステムは、例えば、ベンチュリ構造又はモータ／ポンプの組み合わせ構造（３１、３４、３５）を用いる、燃料ライン内の燃料の液圧作用により附勢させる。
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
燃料ラインと、
燃料タンクに結合された入口及び前記燃料ラインに結合された出口を有する燃料ポンプと、
前記燃料タンクから水を収集する入口及び前記燃料ポンプと並列に前記燃料ラインに結合された出口を有する水抜きシステムと
を備える燃料システム。
【請求項２】
請求項１に記載の燃料システムにおいて、前記水抜きシステムは、前記燃料ライン内の燃料の液圧作用により附勢されるようになっている燃料システム。
【請求項３】
請求項２に記載の燃料システムにおいて、前記水抜きシステムが前記燃料ライン内に狭窄部を有し、この水抜きシステムの出口がこの狭窄部に隣接して位置し、これにより、前記燃料ライン内の燃料の液圧作用がベンチュリ効果により水をこの燃料ライン内に引き込むようにした燃料システム。
【請求項４】
請求項３に記載の燃料システムにおいて、前記水抜きシステムの出口が、前記燃料ライン内の前記狭窄部内に開口部を有している燃料システム。
【請求項５】
請求項３又は４に記載の燃料システムにおいて、前記燃料ラインにおける前記狭窄部内の前記開口部が前記狭窄部の周囲に沿って延在している燃料システム。
【請求項６】
請求項３〜５のいずれか一項に記載の燃料システムにおいて、前記水抜きシステムが更に、
前記燃料ラインに結合された入口と、狭窄部と、この水抜きシステムの前記出口を構成する出口とを有する補助的なベンチュリラインと、
水を収集する入口と、前記補助的なベンチュリライン内の前記狭窄部に隣接して位置する出口とを有する水抜きラインであって、この補助的なベンチュリライン内の燃料の液圧作用がベンチュリ効果により水をこの補助的なベンチュリライン内に引き込むようにする当該水抜きラインと
を備えている燃料システム。
【請求項７】
請求項６に記載の燃料システムにおいて、前記補助的なベンチュリラインが前記燃料ラインの壁部を貫通している燃料システム。
【請求項８】
請求項６又は７に記載の燃料システムにおいて、前記水抜きラインの前記出口が、前記補助的なベンチュリライン内に延在するジェットパイプを有している燃料システム。
【請求項９】
請求項２に記載の燃料システムにおいて、前記水抜きシステムが、
水抜きポンプと、
この水抜きポンプに結合された出力部と、前記燃料ラインに結合された流体入口とを有するモータであって、このモータが前記燃料ラインから引き込まれる燃料の液圧作用により附勢されるようにした当該モータと
を備えている燃料システム。
【請求項１０】
請求項１〜９のいずれか一項に記載の燃料システムにおいて、前記燃料ポンプが更に、再循環出口を有している燃料システム。
【請求項１１】
請求項１０に記載の燃料システムにおいて、前記再循環出口は前記燃料タンク内に開放している燃料システム。
【請求項１２】
燃料タンクから水を除去する方法であって、この方法が、
前記燃料タンクから水抜きする過程と、
この水抜きした水を燃料ポンプの下流で燃料ライン内に注入する過程と、
この水を前記燃料ラインからエンジン内に送給する過程と
を有する方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、燃料タンクから水を排除する方法及び装置に関するものである。
【背景技術】
【０００２】
米国特許第４８０９９３４号明細書には、航空機の燃料タンク内の水を機内排除するシステムが開示されている。水はジェットポンプ内に引かれ、航空エンジンにより消費させるために燃料タンク内に分散される。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００３】
【特許文献１】米国特許第４８０９９３４号明細書
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
この米国特許第４８０９９３４号明細書の構成の場合、燃料タンクが空になった場合のみしか、水が完全に排除されないという問題がある。又、燃料タンク内に分散された水は、低温時にタンク内で“雪”状又は着氷状態となるおそれがある。
【課題を解決するための手段】
【０００５】
本発明の第１の態様によれば、燃料ラインと、燃料タンクに結合された入口及び前記燃料ラインに結合された出口を有する燃料ポンプと、前記燃料タンクから水を収集する入口及び前記燃料ポンプと並列に前記燃料ラインに結合された出口を有する水抜きシステムと
を備える燃料システムを提供する。
【０００６】
本発明の第２の態様によれば、燃料タンクから水を除去する方法であって、この方法が、前記燃料タンクから水抜きする過程と、この水抜きした水を燃料ポンプの下流で燃料ライン内に注入する過程と、この水を前記燃料ラインからエンジン内に送給する過程とを有する方法を提供する。
【０００７】
（水を燃料タンク内に分散させる代わりに）水を燃料ライン内に直接注入させることにより、前述した問題点が無くなるか、又は少なくとも低減される。
【０００８】
水抜きシステムは電気的に附勢させることができるが、より好ましくは、例えば、ベンチュリ構造又はモータ／ポンプの組み合わせ構造を用いる、燃料ライン内の燃料の液圧作用により附勢させる。
【０００９】
本発明の実施例を以下に添付図面を用いて説明する。
【図面の簡単な説明】
【００１０】
【図１】図１は、航空機を示す線図である。
【図２】図２は、航空機の燃料システムの一部を示す線図である。
【図３】図３は、モータと水抜きシステムとを詳細に示す線図である。
【図４】図４は、喉部でタッピングを行なう単一ベンチュリを有するベンチュリシステムを示す線図である。
【図５】図５は、喉部でタッピングを行なうとともに、第２のベンチュリを有するベンチュリシステムを示す線図である。
【図６】図６は、喉部でタッピングを行なうインテグラル二重ベンチュリを有するベンチュリシステムを示す線図である。
【図７】図７は、ジェットパイプを有するインテグラル二重ベンチュリを備えるベンチュリシステムを示す線図である。
【図８Ａ】図８Ａは、ジェットパイプ及び第２のベンチュリを有するベンチュリシステムを示す線図である。
【図８Ｂ】図８Ｂは、図８Ａのシステムの一部を通る断面図である。
【発明を実施するための形態】
【００１１】
図１を参照するに、航空機１は、一対の翼を有する胴体２を備えており、左翼に符号３を付してある。各翼にはエンジンがあり、図１では、左側のエンジンに符号４を付してある。エンジンには高圧燃料ポンプ（図示せず）が設けられており、この高圧燃料ポンプには、代表的に５〜１０psig（１psigは約６８９５パスカルである）の最小吸入圧力が必要である。
【００１２】
各エンジンに対する燃料は、中央のタンクと、１つ以上の翼内タンクとに蓄積されている。以下に示す例では、１つのみの翼内タンクにつき説明するが、実際には追加の翼内タンクが存在するものである。
【００１３】
図２は、中央のタンク１０と、左翼３に対する翼内タンク１１とを示す線図である。
【００１４】
中央のタンク１０は、このタンク１０から燃料を収集する吸入口１３と、エンジン４に導かれる燃料送給ライン１５と直列に結合された排出口１４とを有する燃料ポンプ１２を備えており、排出口１４には、ポンプ内に燃料が逆流するのを阻止する逆止め弁が設けられている。
【００１５】
翼内タンク１１は、構造が互いに同じ（且つ燃料ポンプ１２とも同じ）一対の燃料ポンプ２０及び２１を備えており、従って、等価な部分には同じ符号を付してある。燃料ポンプ２０及び２１の各々は、タンクから燃料を収集する吸入口２２と、ポンプ内に燃料が逆流するのを阻止する逆止め弁が設けられている主要の第１の排出口２３とを備えており、この第１の排出口２３は燃料送給ライン２４と直列に結合されている。この燃料送給ライン２４は、中央のタンク１０におけるポンプ１２と並列となるように燃料送給ライン１５に結合されている。ポンプ２０及び２１の各々は更に、主要の第１の排出口２３及びその逆止め弁と並列となるように吸入口２２に結合された第２の排出口２５を有している。この第２の排出口２５は圧力逃がし弁２６に繋がっており、この圧力逃がし弁２６は、燃料圧力が２４psigを超えた場合に燃料を燃料タンク内に再循環させるように開放する。この圧力逃がし弁２６は、弁座に係合するばね荷重部材を有し、このばね荷重部材は、圧力が２４psigを超えた場合にばね力に抗して開放する。従って、圧力逃がし弁が開放する圧力点は、ばねの圧縮度を調整することにより調整しうる。
【００１６】
翼内タンクには、冗長目的で２つのポンプ２０及び２１が設けられている。すなわち、一方のポンプが故障した場合に、他方のポンプのみが、離陸時に必要とする燃料比を提供しうるようにする。
【００１７】
タンクは以下の順序で動作する。
（１）中央のタンクは、飛行がほぼ２時間を超える場合にのみ用いられる。このタンクが用いられない場合、このタンクは空であり、ポンプはスイッチオンされない。その理由は、全ての燃料が翼内タンクから供給されている為である。
（２）離陸前にエンジンが起動される場合、中央のタンクのポンプ１２と翼内タンクのポンプ２０及び２１とが動作している。中央のタンクのポンプ１２からの燃料送給圧力は約４０psigであり、この圧力は、圧力逃がし弁２６を自動的に完全に解放させて翼内タンクのポンプ２０及び２１を“デレート”（出力レベルの低下）させる圧力である。すなわち、中央のタンクのポンプが動作している場合、圧力逃がし弁２６が開放し、中央のタンクからの流れが翼内タンクからの流れに優先する。その理由は、翼内タンクのポンプ２０及び２１は単に燃料を翼内タンク１１内に再循環させるだけである為である。排出口２３の逆止め弁は、中央のタンクからのいかなる高圧燃料も翼内タンクに流れ込まないようにする。
（３）離陸時には、中央のタンクのポンプ１２がスイッチオフされ、圧力の降下に応答して圧力逃がし弁２６が自動的に閉じ、全ての燃料が翼内タンクから送給される。離陸から僅かの時間後、中央のタンクのポンプ１２がスイッチオンされ、圧力逃がし弁２６が再び開放して翼内タンク内での燃料の再循環を達成し、エンジンに中央のタンクからのみ燃料の送給が行われるようにする。中央のタンクが空になると、燃料送給ライン１５内の圧力が降下し、圧力逃がし弁２６を自動的に閉じる。従って、燃料の送給は翼内タンクから継続され、中央のタンクのポンプ１２が再びスイッチオフされる。
【００１８】
再循環するポンプ２０及び２１に対する問題は、ポンプ吸入口内に供給される水のいくらかが霧化されてタンク１１内に再分配され、高所で生じる低温度で“雪”状又は着氷状態を生ぜしめるということである。航空機が一旦巡航高度に到達すると、外部温度は極めて低く、タンク温度は約３０分で水の氷点よりも低い温度まで冷却される。水が凍ると、航空機が暖まるまでタンクからこの水の少しも除去することができない。
【００１９】
図２に示す水抜きシステム３０は、翼内タンク１１の水だめから水を収集し、この水を、ポンプ１２、２０及び２１よりも下流のジャンクション３９で、燃料送給ライン１５内に注入する。これにより、水が燃料タンク内に再循環するのを阻止するとともに、場合に応じ前述した“雪”状又は着氷状態を生ぜしめるのを阻止する。水抜きシステム３０は、翼内タンクの水だめから水を収集するための吸入口３２と、ポンプ１２、２０及び２１に対し並列となるように燃料送給ライン１５に結合された排出口３３とを有するポンプ３１を備えている。この水抜き用のポンプ３１は、その入力軸に機械的に結合された出力軸３５を有するモータ３４により駆動される。このモータ３４は、２方向ジャンクションを介して燃料送給ライン１５に結合された流体注入口３７と、燃料タンク１１内に開放された流体排出口３８とを有する。このモータ３４は、図３に更に詳細に示すように、燃料送給ライン１５から引き出される燃料の液圧作用により駆動される。
【００２０】
図３に示すように、モータは、断面で示すチャンバ４２内に一対の歯合歯車（回転歯車４０及び遊び歯車４１）を有する。流体注入口３７内に流入する流体は、チャンバ４２の周囲に沿って流れ、流体排出口３８から流出し、歯車４０及び４１を図示のように互いに逆方向に回転させる。出力軸３５はポンプ３１の回転歯車４０とポンプ３１の歯車４３とに連結されている。この歯車４３はチャンバ４５内で歯車４４と歯合している。歯車４３が回転することにより、歯車４４を図示のように逆回転させ、水／燃料の混合液を注入口３２からチャンバ４５の周囲に沿って引き込み、排出口３３から排出させる。
【００２１】
モータ供給圧に対するポンプ出力圧の比は極めて重要である。その理由は、水／燃料の排除流を高圧の燃料送給ライン１５内に戻るように注入する必要がある為に、ポンプ３１がモータ供給圧よりも僅かに高い圧力（代表的に２〜５psigだけ高い圧力）を達成する必要がある為である。ジャンクション３９は、水／燃料の混合液を細かい噴霧として燃料送給ライン１５内に注入させる細い開口を有する。
【００２２】
モータ３４により移送される流体の容積をポンプ３１により移送される流体の容積よりも多くすることにより、ポンプ出力圧をモータ供給圧よりも高くする。このことは、モータ歯車４０及び４１の直径と軸方向の長さとの双方又はいずれか一方をポンプ歯車４０及び４３に比べて増大させることにより達成しうる。例えば、軸方向の長さが２倍になり、この場合モータとポンプとが１００％有効であるものとすると、ポンプの圧力はモータの圧力の２倍となり、流量は半分となる。摩擦や漏洩による効率の悪さの為に、ポンプの圧力はモータ供給圧の約１．５倍となる。
【００２３】
従って、モータの歯車とポンプの歯車との比は、ポンプの出力圧とモータの供給圧との比を所望通りにするように微調整しうる。
【００２４】
歯車のモータ３４及びポンプ３１を用いることにより、これらの双方が容積移送式（軸３５の各回転当り固定容積の流体が移送される）となり、ポンプ圧に対するモータ圧の比を容易に固定にでき、モータ及びポンプが極めて簡単であり、少数の部品しか有さず、１０００〜３０００rpm の比較的低速で動作し、寿命が長くなるという利点が得られる。
【００２５】
モータ／ポンプの組み合わせの他の重要な特徴は、自始動しうるということである。これにより、動作を完全に自動化でき、その結果、水抜きシステム３０に対し電力ライン又はデータラインを燃料タンクに与える必要がない。
【００２６】
一連の他の実施例では、モータ駆動式の水抜きシステム３０をベンチュリ駆動式の水抜きシステムに変える。種々のベンチュリ駆動式の水抜きシステムを図４〜８に示す。
【００２７】
図４を参照するに、燃料送給ライン１５内にベンチュリを形成する。ベンチュリは、急峻な円錐台（切頭錐体）の入口壁５０と、緩やかな円錐台の出口壁５１とを有する。ベンチュリの喉部（すなわち、最も細くなった個所）には、環状の溝５２が配置されている。この溝５２は環状チャンバ５３に連通している。翼内タンク１１の水だめには一対の吸入口５４及び５５が位置しており、これらはフィルタ５４´及び５５´を有している。これらの吸入口５４及び５５からは、送給ライン５６及び５７が、ストレーナ／トラップ５９を有するチャンバ５８に通じている。
【００２８】
ベンチュリは、水／燃料の混合液をライン６０を介して吸込み、水を燃料送給ライン１５中の燃料に分散させる。ベンチュリの上流における燃料送給ライン１５の圧力（Ｐ１）は代表的に、主たるタンクの燃料ポンプ１２が動作している場合に、４０psig程度であり、主たるタンクの燃料ポンプ１２が動作していない場合に、２４psig程度である。ベンチュリの上流における燃料送給ライン１５のエンジン燃料の流量（Ｑ１）は、（航空機が巡航速度にある場合の）０．２リットル／秒から（航空機が離陸する場合の）２．２リットル／秒までの範囲内としうる。ベンチュリの喉部における圧力（Ｐ２）は、翼内タンク１１内の圧力（約０psig）に等しくするか又はそれよりも僅かに低くして、水／燃料の混合液を燃料送給ライン内に吸い込むようにする必要がある。ベンチュリの下流における燃料送給ラインの圧力（Ｐ３）は代表的に、Ｐ１よりも１０％程度低い。従って、ベンチュリ内に入った場合の圧力降下（Ｐ１−Ｐ２）や、ベンチュリから出た際の圧力上昇はＰ１程度とする必要がある。このような大きな圧力変化を達成するためには、ベンチュリの直径を約３８mmから６〜７mm程度の喉部の直径まで減少させる必要がある。このような小さな直径は、粒子又は氷により閉塞されやすい。
【００２９】
図５は、二重ベンチュリシステムを示す。図４のベンチュリと同じベンチュリ（第１のベンチュリ）が燃料送給ライン１５内に形成されているが、その喉部における直径は（１２〜１４mm程度の）大きな直径としている。（ベンチュリの上流における）燃料送給ラインの壁部における入口穴７１と環状チャンバ５３との間に分路ライン７０が通っている。このライン７０にはスクリーン／トラップ７２が設けられている。燃料送給ラインにおけるベンチュリは、０．５Ｐ１（すなわち、主たるタンクの燃料ポンプ１２が動作していない場合の約１２psig）程度の喉部圧力を有する。これにより、（圧力がＰ１である）入口穴７１からライン７０を経てチャンバ５３内に燃料を引き込む。ライン７０内には第２のベンチュリ７３が設けられ、且つジェットパイプ７４が設けられ、その入口（図示せず）は翼内タンク１１の水だめにあり、その出口はベンチュリ７３の上流に位置している。ベンチュリ７３の喉部における圧力は、翼内タンク１１内の圧力（約０psig）に等しくするか又はそれよりも僅かに低くして、水／燃料の混合液をライン７０内に吸い込むようにする。従って、図５の二重ベンチュリ構成では、並列に作用する２つのベンチュリにより作業が行なわれ、主たる燃料送給ライン１５におけるベンチュリを、図４に示す単一のベンチュリよりも細くしうる。
【００３０】
他の二重ベンチュリシステムの実施例（図示せず）では、ジェットパイプ７４を、ライン７０と燃料送給ライン１５におけるベンチュリとの間の喉部結合に類似する喉部結合構成に代えることができる。
【００３１】
図６は、喉部でタッピングを行なうインテグラル二重ベンチュリを示す。インテグラルベンチュリ８０は、燃料送給ライン１５において主たるベンチュリの上流に位置する。このベンチュリ８０は、支持構造体８１により燃料送給ライン１５に装着されている。燃料は、ベンチュリ８０を通って流れるとともに、ベンチュリ８０と燃料送給ライン１５との間の環状空隙を通って流れる。又、ライン８２が設けられ、その入口（図示せず）は翼内タンク１１の水だめにあり、出口はベンチュリ８０の喉部に結合されている。フィルタ８３により、ベンチュリ８０が粒子状の物質により閉塞されるのを防いでいる。
【００３２】
図７は、ジェットパイプを有するインテグラル二重ベンチュリを示す。インテグラルベンチュリ９０は、燃料送給ライン１５において主たるベンチュリの上流に位置する。このベンチュリ９０は、支持構造体９１により燃料送給ライン１５に装着されている。燃料は、ベンチュリ９０を通って流れるとともに、ベンチュリ９０と燃料送給ライン１５との間の環状空隙を通って流れる。又、ジェットパイプ９２が設けられ、その入口（図示せず）は翼内タンク１１の水だめにあり、出口はベンチュリ９０の喉部の上流にある。フィルタ９３により、ベンチュリ９０が粒子状の物質により閉塞されるのを防いでいる。
【００３３】
図８Ａ及び８Ｂは、更なる実施例を示す。ライン１００は、燃料送給ライン１５においてベンチュリの上流の入口１０１と、同じく燃料送給ライン１５においてベンチュリの上流の出口１０２との間に通じている。このライン１００には３mmのスクリーン／トラップ１０３が設けられている。ベンチュリ効果により、燃料が入口１０１からライン１００を通って出口１０２に引かれる。ライン１００内には第２のベンチュリ１０４が設けられており、ジェットパイプ１０５も設けられており、その入口（図示せず）は翼内タンク１１の水だめに位置し、出口は図示のようにベンチュリ１０４の上流に位置している。図８Ｂは、ライン１００の断面を示している。ライン１００は、テーパ上流端１０６を有する支持構造体（図８Ａには図示せず）により支持されている。
【００３４】
他の実施例（図示せず）では、ジェットパイプ１０５をベンチュリ１０４の喉部に結合されたラインに変えることができる。
【００３５】
図４〜８に示すベンチュリ駆動式の水抜きシステムは全て完全に自動式であり、燃料送給ライン中の燃料の液圧作用により附勢される。その結果、電力又はデータラインを水抜きシステムに対し燃料タンクに送る必要がない。
【００３６】
上述した種々の実施例では、水抜きシステムがポンプ２０及び２１の下流のジャンクション３９で燃料送給ラインに水を導入する。他の実施例（図示せず）では、水抜きシステムにより、ポンプ２０の上流及びポンプ２１の上流の双方又はいずれか一方におけるジャンクションで燃料送給ライン１５内に水を導入するようにしうる。
【００３７】
中央のタンク１０は、米国特許第４８０９９３４号明細書に記載された種類の水抜きシステム（図示せず）又は図１〜８につき上述した種類の水抜きシステムを有するようにすることができる。
【００３８】
燃料タンク内の燃料は単相燃料を有しているものであることに注意すべきである。又、水抜きラインの入口は、タンク中の燃料の容積に比べて少ない容積の水たまり内に浸漬されている。従って、水抜きラインは第１の段階で水たまりから水を収集し、水たまりのほぼ全ての水が除去された第２の段階で燃料を収集する。
【００３９】
上述したところでは、１つ以上の好適実施例につき本発明を説明したが、特許請求の範囲に規定した本発明の範囲を逸脱することなく、種々の変更を施しうるものであること勿論である。
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
2010509538.tif 000009
【図８Ａ】
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【図８Ｂ】
2010509538.tif 000011
【国際調査報告】
2010509538.tif 000012
2010509538.tif 000013