(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
それぞれ同じ燃料タンクから燃料を収集してこの燃料をエンジンに向けて送給する第１及び第２の燃料ポンプと、前記燃料タンク内の水入口を第１の燃料ポンプに結合する水抜きラインとを備える燃料ポンピング兼水抜きシステムであって、前記第１の燃料ポンプは、この第１の燃料ポンプが機能しなくならない限り前記第２の燃料ポンプよりも多量の燃料をエンジンに向けて送給するように構成されている燃料ポンピング兼水抜きシステム。
【請求項２】
請求項１に記載の燃料ポンピング兼水抜きシステムであって、この燃料ポンピング兼水抜きシステムが更に、燃料入口を前記第１の燃料ポンプに結合するポンプ入力ラインを有している当該燃料ポンピング兼水抜きシステムにおいて、前記水抜きラインが、前記水入口を前記燃料入口の下流のジャンクションを介して前記ポンプ入力ラインに結合している燃料ポンピング兼水抜きシステム。
【請求項３】
請求項２に記載の燃料ポンピング兼水抜きシステムにおいて、前記ポンプ入力ラインが狭窄部を有し、前記ジャンクションがこの狭窄部に隣接して位置し、これにより、前記ポンプ入力ラインにおける燃料の液圧作用がベンチュリ効果により水を水抜きラインからポンプ入力ラインに引き込むようにした燃料ポンピング兼水抜きシステム。
【請求項４】
請求項３に記載の燃料ポンピング兼水抜きシステムにおいて、前記ジャンクションが前記ポンプ入力ラインの前記狭窄部内に開口部を有している燃料ポンピング兼水抜きシステム。
【請求項５】
請求項３又は４に記載の燃料ポンピング兼水抜きシステムにおいて、前記ポンプ入力ラインの前記狭窄部がこのポンプ入力ラインの壁部の一部として形成されている燃料ポンピング兼水抜きシステム。
【請求項６】
請求項２〜５のいずれか一項に記載の燃料ポンピング兼水抜きシステムにおいて、前記水抜きラインが前記ポンプ入力ラインの壁部を貫通している燃料ポンピング兼水抜きシステム。
【請求項７】
請求項１に記載の燃料ポンピング兼水抜きシステムであって、この燃料ポンピング兼水抜きシステムが更に、燃料入口を前記第１の燃料ポンプのポンプ入口に結合するポンプ入力ラインを有している当該燃料ポンピング兼水抜きシステムにおいて、前記水抜きラインが前記燃料タンク内に出口を有し、この出口は前記燃料入口に隣接しているとともにこの燃料入口に向って指向している燃料ポンピング兼水抜きシステム。
【請求項８】
請求項１〜７のいずれか一項に記載の燃料ポンピング兼水抜きシステムにおいて、前記第１の燃料ポンプが更に、再循環出口を有し、燃料ポンピング兼水抜きシステムが更に、前記再循環出口を前記ポンプ入口に結合する再循環ラインを有している燃料ポンピング兼水抜きシステム。
【請求項９】
請求項１〜７のいずれか一項に記載の燃料ポンピング兼水抜きシステムにおいて、前記第１の燃料ポンプが更に、第１の圧力で閉じる弁を持つ再循環出口を有しており、前記第２の燃料ポンプが更に、前記第１の圧力よりも低い第２の圧力で閉じる弁を持つ再循環出口を有している燃料ポンピング兼水抜きシステム。
【請求項１０】
請求項１〜９のいずれか一項に記載の燃料ポンピング兼水抜きシステムにおいて、前記第１及び第２の燃料ポンプがそれぞれ互いに並列に結合された出力ラインを有し、前記第１の燃料ポンプの出口圧力が前記第２の燃料ポンプの出口圧力よりも高くなっている燃料ポンピング兼水抜きシステム。
【請求項１１】
請求項１〜１０のいずれか一項に記載の燃料ポンピング兼水抜きシステムを有する航空機において、前記エンジンは航空機エンジンである航空機。
【請求項１２】
請求項１１に記載の航空機において、前記水抜きラインは１つ以上の水入口から水を収集するように構成されており、前記燃料タンクは、その底部に、離陸又は上昇中に水が溜まる領域を有しており、前記水入口の少なくとも１つがこの領域に隣接して位置し、前記航空機の離陸又は上昇中に水を収集するようになっている航空機。
【請求項１３】
請求項１〜１２のいずれか一項に記載の燃料ポンピング兼水抜きシステムを用いて燃料タンクから水を除去する方法であって、この方法が、前記水抜きラインを用いて前記第１の燃料ポンプ内に水を送給する過程と、前記第１の燃料ポンプを用いて前記第２の燃料ポンプよりも多量の燃料をエンジンに向けて送給する過程と、前記第１の燃料ポンプが機能しなくなった際に、前記第２の燃料ポンプを用いて前記第１の燃料ポンプよりも多量の燃料をエンジンに向けて送給する過程とを有する方法。
【請求項１４】
請求項１３に記載の方法において、この方法が、離陸又は上昇中にこの航空機の燃料タンクの底部における水だめから水を収集する過程と、この水を航空機のエンジン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。更に、燃料ポンプが１つしか設けられていない為、ポンプが機能しなくなった場合に冗長性がない。
【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、それぞれ同じ燃料タンクから燃料を収集してこの燃料をエンジンに向けて送給する第１及び第２の燃料ポンプと、前記燃料タンク内の水入口を第１の燃料ポンプに結合する水抜きラインとを備える燃料ポンピング兼水抜きシステムであって、前記第１の燃料ポンプは、この第１の燃料ポンプが機能しなくならない限り前記第２の燃料ポンプよりも多量の燃料をエンジンに向けて送給するように構成されている燃料ポンピング兼水抜きシステムを提供する。
【０００６】
本発明の第２の態様によれば、上述した第１の態様の燃料ポンピング兼水抜きシステムを用いて燃料タンクから水を除去する方法であって、この方法が、前記水抜きラインを用いて前記第１の燃料ポンプ内に水を送給する過程と、前記第１の燃料ポンプを用いて前記第２の燃料ポンプよりも多量の燃料をエンジンに向けて送給する過程と、前記第１の燃料ポンプが機能しなくなった際に、前記第２の燃料ポンプを用いて前記第１の燃料ポンプよりも多量の燃料をエンジンに向けて送給する過程とを有する方法を提供する。
【０００７】
第２の燃料ポンプは、第１の燃料ポンプが機能しない場合の冗長素子となる。第１の燃料ポンプを、第２の燃料ポンプよりも多量の燃料をエンジンに向けて送給するように構成することにより、第２の燃料ポンプが第１の燃料ポンプの水抜き機能に妨害を及ぼさないようになる。
【０００８】
第１の燃料ポンプが、第２の燃料ポンプよりも多量の燃料をエンジンに向けて送給するようにするには、種々の技術を採用しうる。一例では、前記第１の燃料ポンプが更に、第１の圧力で閉じる弁を持つ再循環出口を有しており、前記第２の燃料ポンプが更に、前記第１の圧力よりも低い第２の圧力で閉じる弁を持つ再循環出口を有するようにする。他の例では、前記第１及び第２の燃料ポンプがそれぞれ互いに並列に結合された出力ラインを有し、前記第１の燃料ポンプの出口圧力が前記第２の燃料ポンプの出口圧力よりも高くなっているようにする。同様な結果をもたらす他の技術も考えられる。
【０００９】
電気的に附勢されるポンプにより第１の燃料ポンプ内に水を注入するようにもしうる。しかし、このようにすると、電力ケーブルを燃料タンクに導くという問題が生じる。従って、水をジェットポンプにより第１の燃料ポンプ内に注入するのが好ましい。（電気的に附勢されるポンプの代わりに）ジェットポンプを用いることは、ケーブルや、制御面や、安全面を付随させる追加の電力を必要としないということを意味する。
【００１０】
ジェットポンプは、燃料入口を第１の燃料ポンプに結合するポンプ入力ライン内に、又は燃料を第１の燃料ポンプの出口から第１の燃料ポンプの入口に再循環させる再循環ライン内に設けることができる。前者の場合、水の流速はポンプ入力ライン内の燃料の流速に比例し、その結果、ポンプ入力ラインにおける水の濃度は、燃料の流速にかかわらず比較的一定に保たれる。後者の場合は、ポンプ入力ラインに狭窄部を必要としないとともに、このポンプ入力ラインに追加の構造を必要としない為に、かなりの場合に好ましい。
【００１１】
ジェットポンプはベンチュリ狭窄部を有し、このベンチュリ狭窄部に隣接して水抜きラインの出口を配置するようにすることができる。或いはまた、ジェットポンプが吸込み管を有するようにしうる。
【００１２】
第１の燃料ポンプは、再循環出口と、この再循環出口をこの第１の燃料ポンプの入口に結合する再循環ラインとを有しうる。再循環出口は、この第１の燃料ポンプを“デレート”（出力レベルの低下）させるのに用いることができ、この再循環出口は、燃料タンク内に開放させずに、流れをこの第１の燃料ポンプの入口に戻すように結合した再循環ラインを用いる。これにより、第１の燃料ポンプ内に注入された水は燃料タンク内に再分布されなくなる。再循環出口は、前述したようにジェットポンプに対する推進力を提供するのに用いることもできる。
【００１３】
本発明の上述した第１の態様のシステム及び第２の態様の方法は、航空機の燃料タンクや、水を収集する傾向にある他の如何なる種類の燃料タンクにも用いることができる。
【００１４】
航空機の離陸及び上昇中は、燃料比は比較的高い為、これらの飛行段階中に水を燃料タンクからより迅速に除去しうる。従って、水抜きラインは１つ以上の水入口から水を収集するように配置し、燃料タンクはその底部に、離陸又は上昇中に水が溜まる領域を有し、水入口の少なくとも１つがこの領域に隣接して位置して、離陸又は上昇中に水を収集するようにするのが好ましい。
【００１５】
本発明の第３の態様によれば、航空機の燃料タンク内に設置され、且つ１つ以上の水入口から水を収集して、この水を航空機のエンジンに送給するように構成された水抜きシステムであって、前記航空機の燃料タンクはその底部に、離陸又は上昇中に水が溜まる第１の領域を有し、前記水入口の少なくとも１つが前記第１の領域に隣接して位置し離陸ま上昇中に水を収集するようになっている水抜きシステムを提供する。
【００１６】
本発明の第４の態様によれば、航空機の燃料タンクから水を除去する方法であって、この方法が、離陸又は上昇中にこの航空機の燃料タンクの底部における水だめから水を収集する過程と、この水を航空機のエンジンに送給する過程とを有する方法を提供する。
【００１７】
燃料タンクはその底部に、航空機が地上にある際に水が溜まる第２の領域を有し、システムでは、この第２の領域に隣接して水入口が存在しないようにするのが好ましい。
【００１８】
第１の領域は航空機の進行方向で見て燃料タンクの後部の方向にずらすのが代表的である。
【００１９】
本発明の実施例を以下に添付図面につき説明する。
【図面の簡単な説明】
【００２０】
【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、水抜きポンプを詳細に示す線図である。
【図４】図４は、水抜きポンプに再循環ラインが存在しない他の燃料システムの一部を示す線図である。
【図５】図５は、図４の燃料タンク及び水抜きポンプを詳細に示す線図である。
【図６】図６は、吸込み管の変形例を示す線図である。
【図７】図７は、他の燃料システムの一部を示す平面図である。
【発明を実施するための形態】
【００２１】
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。
【００２２】
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。図２〜７に示す以下の例では、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。
【００２３】
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。
【００２４】
中央のタンク１０は、このタンク１０から燃料を収集する入力（流入）ライン１３と、エンジン４に導かれる燃料ライン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。
【００２５】
翼内タンク１１は、構造が互いに類似しており（且つ燃料ポンプ１２とも類似している）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はそれぞれ、タンクから燃料を収集する入力ライン２２及び３１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排出口２３とを備えている。これらの主要の排出口２３は出力（流出）ライン２４と直列に結合されている。これらの出力ライン２４は、互いに且つ中央のタンク１０内の燃料ポンプ１２と並列となるように燃料ライン１５に結合されている。燃料ポンプ２０及び２１はそれぞれ、圧力逃がし弁２６に繋がっている再循環排出口２５を有している。第１の燃料ポンプ２１の再循環排出口２５は、主要の排出口２３及びその逆止め弁と並列となるように入力ライン３１に結合されている。圧力逃がし弁２６は、燃料圧力が２４psigを超えた場合に開放する。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ており、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。第２の燃料ポンプ２０に取付けられた弁２６は燃料タンク内に開放しているが、第１の（水抜き）燃料ポンプ２１に取付けられた弁２６は、入力ライン３１への環流の再循環を行なう再循環ライン３０に繋がっている。
【００２６】
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１２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、中央のタンクの燃料ポンプ１２と翼内タンクの燃料ポンプ２０及び２１とが動作している。中央のタンクの燃料ポンプ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燃料ポンプ２０及び２１を“デレート”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、翼内タンクの燃料ポンプ２０及び２１は単に燃料を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、中央のタンクの燃料ポンプ１２がスイッチオフされ、圧力の降下に応答して第１の燃料ポンプ２１における圧力逃がし弁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。翼内タンク内には、冗長性の目的で２つの燃料ポンプ２０及び２１が設けられている。すなわち、一方のポンプが機能しなくなった場合に、他方のポンプのみが、離陸及び上昇中に必要とするレートで燃料を送り込むことができる。離陸から僅かな時間後、中央のタンクの燃料ポンプ１２がスイッチオンされるとともに、第１のポンプの圧力逃がし弁２６が再び開放して翼内タンク内で完全な再循環を行い、中央のタンクからのみエンジンに燃料が送給されるようにする。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を再び自動的に閉じる。従って、燃料の送給は翼内タンクから継続され、中央のタンクの燃料ポンプ１２が再びスイッチオフされる。
【００２７】
再循環する燃料ポンプ２０に対する問題は、ポンプ内に供給される水のいくらかが霧化されて翼内タンク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この水をタンクから除去することができない。
【００２８】
図２に示す水抜きライン３２は、翼内タンク１１の水だめから水を収集し、この水を、燃料ポンプ２１の入力ライン３１内に注入する。再循環ライン３０は、この水が翼内タンク１１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。
【００２９】
水抜きシステムを図３に更に詳細に示す。入力ライン３１は、燃料タンクの本体内の燃料入口３６（この燃料入口はストレーナを有する）と、ポンプのこの入力ラインの周囲に沿って延在するベンチュリ３３を有するジェットポンプとを備えている。ベンチュリ３３は、再循環ライン３０が入力ライン３１と交わっているＹ字状ジャンクション３４の上流に位置している。水抜きライン３２は、燃料タンクの水だめに位置する水入口３５と、ベンチュリ３３の喉部に位置する出口孔とを有している。ベンチュリ３３の喉部における圧力の低下が水を水入口３５からポンプの入力ライン３１内に引き込み、この水を主流の燃料に注入する。水を燃料入口３６の下流のジャンクション（すなわち、ベンチュリ３３の喉部における出口）でポンプの入力ライン３１内に注入することにより、水抜きシステムは、水が燃料ポンプ２１に直接送給されるようにする。ベンチュリ効果を用いることにより、水がポンプの入力ラインを通る燃料の流量に比例する速度で送給されるようになる。ベンチュリ３３は、離陸及び上昇中のみ高流量でかなり多量の水を吸引するように設計されている。その結果、水の濃度はエンジンに許容しうるレベルに自動的に制限される。
【００３０】
再循環ライン３０は、吸引された水が少しでもタンク１１内に戻るように送給されないようにする。ジャンクション３４は、ベンチュリ３３の下流にある為、再循環ライン３０は、ベンチュリ３３を通る流量を、翼内タンクから流出するポンプ流量に制限する作用もする。離陸及び上昇中は、この流量は主としてエンジンへの流量である。
【００３１】
図３に示す水抜きシステムは、完全に自動的であり、入力ライン３１内の燃料の液圧作用により附勢される。その結果、水抜きシステムに対しては、電力又はデータラインを燃料タンクに与える必要がない。
【００３２】
図３のシステムには、以下の欠点がある。
‐  第１の燃料ポンプ２１の性能が第２の燃料ポンプ２０に比べて低減されるおそれがある。
‐  燃料ポンプ２１の圧力逃がし弁（シーケンス弁）２６´の性能が燃料ポンプ２０のシーケンス弁２６の性能に比べて低減されるおそれがある。
‐  再循環ライン３０が、これを適合させるのに困難な大きさ及び複雑性となるおそれがある。
【００３３】
図４〜６に示す燃料システムは、これらの問題点に対処する。図４〜６に示す燃料システムは、図２に示す燃料システムに類似しており、同様な部分には図２と同じ符号を付してある。図４〜６に示す燃料システムでは、再循環ライン３０が省略されており、第１の燃料ポンプ２１のシーケンス弁２６´が（第２の燃料ポンプ２０のシーケンス弁２６と同様に）タンク内で燃料を再循環させる。水抜きシステムは、図５に示すようにジェットポンプのベンチュリ３３の喉部に並べて配置した一対の水抜きライン３２ａ及び３２ｂを採用している。
【００３４】
水は、翼内タンクの底部４３における最下側領域に溜まる傾向にあり、この領域は、航空機の姿勢に依存して変化する。航空機が地上にある場合の最下側領域を図５に４２で示してある。図５の例では、翼内タンクの底部は、領域４２が翼内タンクの中心に向うように湾曲している。航空機は離陸時に急勾配で上昇し、水たまりが図５に４１で示す異なる領域に移動する。この領域は、航空機の進行方向で見て翼内タンクの後ろの方向にずれている。上昇中は、角度がゆるやかとなり、水たまりが領域４０に移動し、この領域４０も航空機の進行方向で見て翼内タンクの後ろの方向にずれているが、このずれ量は領域４１の場合よりも少ない。水抜きライン３２ａの入口３５ａは領域４０に隣接して位置し、水抜きライン３２ｂの入口３５ｂは領域４１に隣接して位置している。このようにすることにより、シーケンス弁２６´が閉じている場合に、離陸及び上昇中にのみ水を吸い上げるようになる。航空機が地上にいる場合には、シーケンス弁２６´が（中央のタンクのポンプが高圧で燃料を送給している為に）開放しているが、水は吸い上げられず、且つタンク内で再循環されない。その理由は、航空機が地上にある場合に水が集まる傾向にある領域４２に、水抜き入口が隣接しない為である。
【００３５】
水抜き燃料ポンプ２１に取付けられたシーケンス弁２６´の設定圧力は、燃料ポンプ２０のシーケンス弁２６の設定圧力よりも高くする。これにより、燃料ポンプ２１が機能しなくならない限り、この燃料ポンプ２１のみが離陸及び上昇中に燃料を送給するようにし、ポンプ２１が機能しなくなった場合に、燃料ポンプ２０がこの動作を引き継ぐようにする。図２のシステムにおけるシーケンス弁２６もこのような異なる圧力設定となっている。
【００３６】
離陸及び上昇中に水抜き燃料ポンプ２１のみから燃料を送給することにより、エンジンに送給される水量は最大となる。その理由は、燃料ポンプ２１により吸い上げられる流量の大部分（７０％〜９５％）がエンジンに送給され、少量（５％〜３０％）のみがタンク内に再循環される為である。これとは相違して、双方のシーケンス弁２６及び２６´が離陸及び上昇中に開放していた場合には、燃料ポンプ２１により吸い上げられた流量のうちの少量（３５％〜４６％）がエンジンに送給され、残り（５４％〜６５％）がタンク内に再循環されてしまう。
【００３７】
水抜きラインとポンプ入力ラインとの間のジェットポンプ接合部の変形例を図６に示してある。この場合、ポンプの入力ライン３１の壁部は平行であり（すなわち、ベンチュリが存在せず）、水抜きライン３２ａ及び３２ｂは、ポンプの入力ライン３１の壁部を貫通する吸込み管５０となり、この吸込み管は流れ方向に９０度曲げられている。この吸込み管５０は、ライン３１内に狭窄部を形成し、この狭窄部により吸込み管５０の出口の圧力を低減させる。この低減された圧力がベンチュリ効果により、水を吸込み管５０からライン３１の中央に引き込む。
【００３８】
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、又は図４〜６につき上述した種類（しかし再循環出口を有さない）の水抜きシステム（図示せず）を有することができる。
【００３９】
図７に示す燃料システムは、図２及び４に示す燃料システムに類似しており、類似部分には図２及び４と同じ符号を付してある。図７は、航空機のＸ方向（すなわち、進行方向）を下向きにして航空機を上方から見た平面図であり、これとは相違して、図６はＸ方向（図示せず）を左に向けた側面図である。
【００４０】
図７の場合には、中央のタンクに対する燃料除去システムを示してある。この燃料除去システムは、ジェットポンプ６１に連結された３つの除去入口の組を有する。ジェットポンプ６１に対する推進力となる流れは、燃料ライン１５から分岐され、入力ライン１３内に燃料を戻すように送給するライン６０により与えられる。
【００４１】
燃料ポンプ２０及び２１からの出力ライン２４は、主たる燃料ラインとのジャンクション６９の上流のジャンクション６８で互いに並列に結合されている。
【００４２】
航空機が地上にある場合の最下側の領域を図７に６４で示してある。離陸及び上昇時には、航空機は急勾配で上昇し、水たまりは、航空機の進行方向Ｘで見て翼内タンク１１の後部に向ってずれた異なる領域６５に後退する。これにより、シーケンス弁２６´が閉じている場合に離陸及び上昇中にのみ水が吸引されるようになる。航空機が地上にある場合には、シーケンス弁２６´が開放しているが、水は吸引も、タンク内への再循環もされない。その理由は、航空機が地上にある場合に水が集められる傾向にある領域６４に水抜き入口が隣接していない為である。
【００４３】
この場合、ジェットポンプがポンプの入力ライン３１内に形成されている図２及び４の構成と相違して、入力ライン３１内に戻るように燃料を再循環させる再循環ライン６６により推進力となる流れが得られるようにした分離式のジェットポンプ７０を用いている。このことは、燃料入力ライン３１に何の構造物も必要としないことを意味する。
【００４４】
再循環ライン６６の出口７４は燃料入口７２の上流で燃料タンク内に位置するが、この燃料入口７２に充分隣接しており（且つ燃料入口７２の方向に向けられており）、従って、再循環ライン６６からの流れの大部分が燃料入口７２により吸い上げられる。或いはまた、再循環ライン６６の出口を燃料ライン７２の下流で入力ライン３１内に位置させることができる。
【００４５】
又、ライン７３により燃料ポンプ２０及び２１の双方から外側の翼内タンクに燃料を送給し、更なる燃料除去ライン（図示せず）に対する推進力となる流れを提供するようにする。
【００４６】
重力送給ライン７４は、燃料ポンプ２０及び２１の双方が機能しなくなった場合に、重力作用により燃料をエンジンに向けて送給する。
【００４７】
上述した実施例では、燃料ポンプ２０及び２１は同じであり同じ出口圧力を有する。第１の燃料ポンプ２１は、そのシーケンス弁を高圧に設定することにより、第２の燃料ポンプ２０よりも多量の燃料をエンジンに向けて送給するように構成されている。本発明の他の実施例では、シーケンス弁２６及び２６´を完全に省略することができ、この場合、第１の燃料ポンプ２１を第２の燃料ポンプ２０よりも高い出口圧力を有する大型ポンプとする。出口圧力のこの差は、これらのシーケンス弁を差動設定するのと同様な効果を奏する。すなわち、第１の燃料ポンプ２１が機能しなくならない限り、第２の燃料ポンプ２０により燃料が殆ど又は全くエンジンに向けて送給されないようになる。
【００４８】
本発明を１つ以上の好適実施例につき上述したが、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本発明を種々に変更しうること明らかである。
【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】
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