(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
タンク内の燃料を圧送するための動力用エアとして、高温の圧力エアが供給される加圧供給式の密閉型燃料タンクにおいて、
外殻内に複数個のタンクを設け、燃料の供給順序の早いタンクの下方から燃料の供給順序が次の順位のタンクの上方空間へ連絡する燃料管を順次配設し、
供給された高温の圧力エアによって駆動されると共に当該圧力エアを断熱膨張させてその温度と圧力とを低下させるエアモータを、前記燃料の供給順序が最初のタンクより上流側に設け、
かつ、前記エアモータによって駆動されると共に燃料を所定の圧力まで昇圧させて送出する燃料ポンプを、前記燃料の供給順序が最後のタンクより下流側に設けたことを特徴とする密閉型燃料タンク。
【請求項２】
振り子バルブを備えた対加速度チャンバを設け、燃料の供給順序が最後のタンクから対加速度チャンバに燃料管を接続したことを特徴とする請求項１記載の密閉型燃料タンク。
【請求項３】
燃料管の吸込口には、面積が広く、圧力エア中に露出したとき燃料管内の燃料の逆流を防止可能な網目の細かい金網を設けたことを特徴とする請求項１，または請求項２記載の密閉型燃料タンク。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
この発明は、飛行体の液体燃料タンク、特に、タンク内に直接圧力エアを供給して燃料を圧送する加圧供給式の密閉型液体燃料タンクに関するものである。
【０００２】
【従来の技術】
圧力エアを動力源として液体燃料をタンクからエンジンへ送出する加圧供給式の燃料タンクには、圧力エアが燃料に直接接触して加圧する方式のものと弾性体の袋であるブラダを介して圧力エアが燃料を加圧する方式のものとがある。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】
しかし、従来の圧力エアが燃料に直接接触して加圧する加圧供給式の液体燃料タンクには、次のような問題点があった。
（イ）燃料の自己着火温度を越えるような高温の圧力エアは、着火爆発の危険性があるので、加圧に使用できない。
例えば、超音速で飛行する飛行体などでは、空力加熱とエア圧縮時の温度上昇のため、燃料圧送用の動力として供給される圧力エアの温度が燃料の自己着火温度より高いので、そのまま燃料と接触させるとたちまち着火爆発してしまう。
【０００４】
（ロ）大量の燃料を搭載する細長い飛行体では、全長の大半を燃料タンクが占めるが、姿勢変化によって、燃料がタンク内で前方または後方に偏った場合、重心位置が大幅に移動したり、燃料管の接続部が液面上に露出したりする。これを防止するためには、燃料タンクを複数個のタンクに分割して、燃料を送出するタンクの順序を定め、これに従って順次燃料を送出するのが一般的であるが、この順序制御は、個々のタンクの燃料のレベルを電気的に検出して、電磁弁で切換える等の手段を用いているため、構造が複雑化する。
（ハ）順序制御を電気的に行う場合、高温下で作動する電装品はコストが高く信頼性が低い。従って、燃料供給のシステムが低品位のものとなる。
（ニ）飛行姿勢の変化による加速度が、飛行体の横方向、あるいは上向き方向に及ぶ場合は、タンクを分割しても燃料管の接続部がエア内に露出することがあり、エンジンへの燃料供給が途絶えるおそれがある。
【０００５】
この発明は、高温の圧力エアを動力源として使用でき、複数個のタンクからの燃料送出を所定の順序で行う順序制御手段の構造が簡素化され、高価な電装品が不要で、コストを低減し信頼性を向上させることができ、かつ、急激な運動時でもタンクから継続的に燃料を送出することができる密閉型燃料タンクを提供することを目的とする。
【０００６】
【課題を解決するための手段】
この発明の密閉型燃料タンクは、タンク内の燃料を圧送するための動力用エアとして、高温の圧力エアが供給される加圧供給式の密閉型燃料タンクにおいて、供給された高温の圧力エアによって駆動されると共に、圧力エアを断熱膨張させて温度と圧力とを低下させるエアモータを、エア配管のタンクより上流側に設け、前記エアモータによって駆動され、燃料を所定の圧力まで昇圧させて送出する燃料ポンプを燃料管のタンクより下流側に設けている。
【０００７】
圧力源から供給される高温の圧力エアは、エアモータを駆動する際に断熱膨張して内部エネルギーを放出し、燃料の自己着火温度より低温となるので、燃料の加圧エアとして使用できる。エアモータにより燃料ポンプが駆動されるので、燃料は必要とされる圧力まで燃料ポンプで加圧して送ることができる。
【０００８】
また、外殻内に複数個のタンクを設け、燃料の供給順序の早いタンクの下方から燃料の供給順序が次の順位のタンクの上方空間へ連絡する燃料管を、順次配設することにより、タンク内の燃料のレベル検出や電磁弁の切換え等を行うことなく複数個のタンクから所定の順序で燃料を送出することができる。
【０００９】
振り子バルブを備えた対加速度チャンバを設け、燃料の供給順序が最後のタンクから対加速度チャンバに燃料管を接続することにより、横方向、あるいは上向きの加速度が働いて、上流側のタンクからの燃料供給が一時的に途絶えても、振り子バルブが燃料と共に加速度の方向へ移動して、対加速度チャンバから燃料を途切れないように供給することができる。
【００１０】
燃料管の吸込口には、面積が広く、圧力エア中に露出したとき燃料管内の燃料の逆流を防止可能な網目の細かい金網を設けることにより、飛行体の運動で吸込口が液面下から圧力エア中に一時的に露出しても燃料管内の燃料がタンク側へ逆流しないようにすることができる。
【００１１】
【発明の実施の形態】
図１は、この発明の実施の一形態である密閉型燃料タンクの全体構成を示す縦断面図、図２はこの密閉型燃料タンクを搭載した飛行体の斜視図、図３は燃料管の吸込口部分の斜視図、図４は図１のIV−IV線断面図、図５はエアモータと燃料ポンプの作用の説明図である。
【００１２】
細長い形状の飛行体１は、飛行体頭部１ｈの後方（図上右側）に燃料タンク２、その後方にエンジン３を備えている。
この飛行体１は、飛行中の大部分は、上昇，水平，降下の１Ｇ飛行を行うが、水平飛行から降下に移る際などに機体の上向き方向に加速度がかかり、スキッドトウターン等の激しい機体運動や、突風等のため短い時間上向きや横向き加速度がかかるような飛行を行う超音速ジェット推進飛行体であり、燃料１５を圧送するための動力として、燃料１５の自己着火温度約２２０°Ｃよりはるかに高い３００°Ｃの圧力エア２０が与えられる。この飛行体１は、前半は、ある予想される飛行パターンに従って飛行し、後半は、回避や目標追従のために横方向に大きい加速度をかけて運動する場合が想定されている。
【００１３】
飛行体１の周囲は、空力加熱のため高温であり、圧力エア２０を冷却するための外気と熱交換することは不可能である。
飛行体１の燃料タンク２は、円筒形状で耐圧力，強度を満足する外殻４内を隔壁５によって分割して、前方タンク６，中央タンク７，後方タンク８を構成し、レイアウトの都合上、後方タンク８内の後部に対加速度チャンバ９が設けられている。
【００１４】
後方タンク８の後方には、機械室１０が設けられている。この機械室１０内には、燃料１５を圧送するための動力用としてエア配管１４に供給される高温の圧力エア２０によって駆動されるエアモータ１１と、このエアモータ１１に直結されて駆動される燃料ポンプ１２とが設置されている。高温の圧力エア２０は、エアモータ１１を駆動する際に、断熱膨張して温度と圧力とが低下する。
【００１５】
エア配管１４の前端は最初に燃料１５を消費するタンクとなる前方タンク６の上方空間に接続されている。エアモータ１１の出口側には圧力レギュレータ１３が設けられており、圧力エア２０は、この圧力レギュレータ１３で一定の圧力に調圧された後、前方タンク６に入り燃料１５を直接加圧する。
【００１６】
この飛行体１では、飛行パタンの都合上、最初に前方タンク６内の燃料１５を消費し、次に後方タンク８内の燃料１５を消費し、最後に中央タンク７内の燃料１５を消費するのが重心移動にとって好ましい順序となっている。
【００１７】
そこで、燃料１５の供給順序が最初である前方タンク６の下方から燃料１５の供給順序が次の順位となる後方タンク８の最上部へ連絡する燃料管ａ１６ａと、後方タンク８の下方から燃料１５の供給順序が最後となる中央タンク７の最上部へ連絡する燃料管ｂ１６ｂとが順次配管され、さらに中央タンク７の下方から対加速度チャンバ９の最上部へ連絡する燃料管ｃ１６ｃが配管されている。
【００１８】
各燃料管１６ａ，１６ｂ，１６ｃの下端部の吸込口には、網目の細かい金網で覆われた接液部面積の広い吸込箱１７が設けられている。この吸込箱１７は、接液部面積が広いので、金網が燃料１５の液面下にあるときには、燃料１５を容易に通過させ、金網が圧力エア２０中に露出した場合には、燃料１５の表面張力によって、燃料管の１６ａ，１６ｂ，１６ｃからの燃料１５の逆流を防止することができる。
【００１９】
対加速度チャンバ９は、上向きや、横向きの加速度が働いて各タンク６，７，８からの燃料１５の供給が絶えている時間の合計の燃料消費量を十分賄える容量があり、戦闘機用エンジンの潤滑油タンクと同様、背面姿勢でも油を吸込むことができるように、自由回転式の振り子バルブ１８を備えていて、図４に示すように、全方向で無駄なく燃料１５の吸入が可能なように、振り子バルブ１８の取付点を中心とする円形断面をなし、振り子バルブ１８の先端の吸込口が対加速度チャンバ９の内周面に沿って移動できるようになっている。
【００２０】
エアモータ１１と、これにより駆動される燃料ポンプ１２との組み合わせは、高温の圧力エア２０の温度を下げて、安全な燃料圧送システムを構築するものである。
【００２１】
以下図５に示した例によりその作用を説明する。図５に記入された圧力Ｐ、温度Ｔ、流量Ｑの単位は次の通りである。
Ｐ：ＭＰａ
Ｔ：°Ｃ
Ｑ：ＬＰＳ（リットル／秒）
ここで、動力用として供給される圧力エア２０は、エアモータ１１に入る前のＡ点において、温度Ｔ＝３００°Ｃ，圧力Ｐ＝１ＭＰａであり、燃料ポンプ１２の出口側における燃料１５ａの圧送条件として、Ｄ点で流量Ｑ＝２．５ＬＰＳ，圧力Ｐ＝０．５ＭＰａ以上が要求されている。
【００２２】
圧力エア２０を理想流体として取扱い、所要の条件を入れて図５のサイクルで温度及び流量を求めると、エアモータ１１と燃料ポンプ１２の効率を考慮しても、Ａ点において温度Ｔ＝３００°Ｃで供給された圧力エア２０は、燃料１５を加圧するＢ点において温度Ｔ＝１１６°Ｃ、あるいはそれ以下となり、安全に使用できる。エアモータ１１を出て圧力Ｐ＝０．２５ＭＰａとなった圧力エア２０は、圧力レギュレータ１３により圧力Ｐ＝０．１５ＭＰａに調整されている。余剰のエアは圧力レギュレータ１３から外部へ放出される。
【００２３】
燃料ポンプ１２は、圧力エア２０の膨張の際の工業仕事をエアモータ１１から受け取って、燃料タンク２の出口Ｃ点で圧力Ｐ＝０．１５ＭＰａ程度の燃料１５を圧力Ｐ＝０．５５ＭＰａに昇圧してエンジン３へ供給する。
【００２４】
次に、燃料タンク２内の燃料１５の流れを図１により説明する。
機械室１０のエアモータ１１と圧力レギュレータ１３で適切な温度と圧力に調整された圧力エア２０は、エア配管１４によって前方タンク６の上方空間へ送られる。この圧力エア２０によって低い圧力で加圧された燃料１５は、前方タンク６から燃料管ａ１６ａを通って後方タンク８へ、後方タンク８から燃料管ｂ１６ｂを通って中央タンク７へ、さらに中央タンク７から燃料管ｃ１６ｃを通って対加速度チャンバ９へと流れる。
【００２５】
対加速度チャンバ９で振り子バルブ１８の先端から入った燃料１５は、回転自在の取付部を通って機械室１０の燃料ポンプ１２へ送られる。この燃料１５は、燃料管１６ａ，１６ｂ，１６ｃ等による圧力損失で、燃料ポンプ１２の入口では０．１５ＭＰａより若干低い程度となっているが、燃料ポンプ１２によって要求圧力を満足する０．５５ＭＰａに昇圧されて燃料管１６からエンジン３に供給される。
【００２６】
各燃料管１６ａ，１６ｂ，１６ｃは、供給順序の早いタンクの後方下部から燃料１５の供給順序が次の順位のタンクの上方空間へ順次配設されているが、これは飛行体１が通常の飛行の際に若干の仰角をとっているため、その姿勢で最も低い点から燃料１５を吸い込めるようにしているからである。
【００２７】
上向きの加速度がかかった場合や、燃料１５が減少してから横向きの加速度がかかった場合等には、圧力エア２０中に吸込口が露出し、燃料１５が次の順位のタンクへ送られなくなるが、その間は、図４に示したように、振り子バルブ１８が加速度によって燃料１５と同じ方向に位置を変えて、対加速度チャンバ９内の燃料１５を送り出すので、エンジン３への燃料１５ａの吐出が途絶えることはない。
【００２８】
燃料１５の残量が少なくなった場合には、各タンク６，７，８の吸い込み不能な燃料１５を残して、対加速度チャンバ９内の燃料１５だけとなるが、振り子バルブ１８は常に燃料１５と共に移動するので、対加速度チャンバ９の内周面と振り子バルブ１８の吸込口の間の隙間に残るごく僅かな燃料１５以外は、飛行体１の機体にかかる加速度の方向と関係なく、継続的に燃料１５を送り出すことが可能である。
【００２９】
【発明の効果】
以上説明したように、この発明の密閉型燃料タンクは、燃料圧送用の動力として供給される圧力エアが燃料の自己着火温度よりはるかに高温であり、飛行体の周囲も高温で、圧力エアの外部との熱交換が不可能であっても、冷凍サイクル等の複雑な手段よらずに簡単な構造で圧力エアの温度を下げることが可能であり、着火爆発のおそれがなく、安全に燃料供給を行うことができる。
【００３０】
また、外殻内に複数個のタンクを設け、燃料の供給順序の早いタンクの下方から燃料の供給順序が次の順位のタンクの上方空間へ連絡する燃料管を、順次配設することにより、タンク内の燃料のレベル検出や電磁弁の切換え等を行うことなく複数個のタンクから所定の順序で燃料を送出することができる。
【００３１】
これにより、電装品が不要でコストの削減、信頼性の向上が得られ、飛行体の好ましい重心位置移動が容易に行われるので、操舵量が少なくて済み、空気抵抗の減少、飛行距離の増大につながる。好ましい重心位置は、機体の旋回性能も向上させる。
【００３２】
振り子バルブを備えた対加速度チャンバを設け、燃料の供給順序が最後のタンクから対加速度チャンバに燃料管を接続することにより、横方向、あるいは上向きの加速度が働いて、上流側のタンクからの燃料供給が一時的に途絶えても、振り子バルブが燃料と共に加速度の方向へ移動して、対加速度チャンバから燃料を途切れないように供給することができるので、飛行体の運動が制限されることがない。対加速度チャンバが複数個のタンクの最下流に位置するので、燃料の残量が僅かになっても、安定して燃料をエンジンへ送出することができる。
【００３３】
燃料管の吸込口には、面積が広く、圧力エア中に露出したとき燃料管内の燃料の逆流を防止可能な網目の細かい金網を設けることにより、飛行体の運動で吸込口が液面下から圧力エア中に一時的に露出しても燃料管内の燃料がタンク側へ逆流しないようにすることができ、定常状態に復したときに燃料の流れを早く正常化することができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の実施の一形態である密閉型燃料タンクの全体構成を示す縦断面図である。
【図２】密閉型燃料タンクを搭載した飛行体の斜視図である。
【図３】燃料管の吸込口の部分の斜視図である。
【図４】図１のIV−IV線断面図である。
【図５】エアモータと燃料ポンプの作用の説明図である。
【符号の説明】
１      飛行体
２      燃料タンク
３      エンジン
４      外殻
５      隔壁
６      前方タンク
７      中央タンク
８      後方タンク
９      対加速度チャンバ
１０    機械室
１１    エアモータ
１２    燃料ポンプ
１３    圧力レギュレータ
１４    エア配管
１５    燃料
１５ａ  燃料
１６    燃料管
１６ａ  燃料管ａ
１６ｂ  燃料管ｂ
１６ｃ  燃料管ｃ
１７    吸入箱
１８    振り子バルブ
２０    圧力エア
【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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