(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
圧力源から供給される高温の圧力エアを動力源として、外殻内に収容したブラダを加圧しブラダ内の燃料を送出する加圧供給式の燃料タンクにおいて、加圧用の圧力エアを供給するエア管から分岐して支管を設け、該支管を、高温の圧力エアを低温風と高温風に分けるボルテックスチューブに接続し、エア管の途中には、高温の圧力エアを前記ボルテックスチューブから供給される低温風と熱交換して圧力エアの温度を適温まで下げる熱交換器を設けたことを特徴とする燃料タンク。
【請求項２】
外殻内に収容するブラダの下半分に亙り、半円筒形状の篭を外殻に沿って一体となるように固定し、篭の内面と燃料とを遮断する内側ライナをブラダの内側に設けたことを特徴とする請求項１記載の燃料タンク。
【請求項３】
外殻内に複数個のブラダを収容し、各ブラダから燃料を送出する燃料管の合流点に各ブラダからの燃料の供給順序を規制する優先バルブを設けたことを特徴とする請求項１または請求項２記載の燃料タンク。
【請求項４】
保存中は、外殻内外を気圧差が生じないよう連通させる、乾燥剤を充填した乾燥アタッチメントを外殻に装着することを特徴とする請求項１、請求項２、または請求項３記載の燃料タンク。
【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、特にブラダを備えた加圧供給式の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、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、圧力エアが燃料に直接接触して加圧する方式のものとがある。
【０００３】
また、ブラダを介して燃料を加圧する方式で、複数個のブラダを備えたものでは、ブラダからの燃料送出順序を成り行きに任せるもの、あるいは、各ブラダに計量センサを設け、計量センサの信号に基づいて切換バルブを作動させることにより、ブラダからの燃料送出を所定の順序で行うよう制御するものが一般的である。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】
しかし、従来のブラダを備えた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、ジェット燃料の着火温度は約２２０°Ｃであるが、この温度より高温の圧力エアが加圧に使用されると、燃料が僅かでも漏れている場合は、たちまち着火爆発してしまう。漏れがなくても、ブラダ内の燃料が少なくなると、ブラダ膜を通して熱が内部に伝導され、この熱で内部の燃料が着火爆発するおそれがある。ブラダ膜の素材であるゴム質への影響も大きい。従って、事故の危険性が非常に大きい。
【０００５】
（ロ）急激な運動時にタンクの外殻に対してブラダの位置がずれ易いので、燃料管の接続部に無理がかかり、ブラダが損傷する。ずれを防止するためにブラダ内部に燃料に接して篭状物体を入れたものもあるが、効果が少なく、篭の固定部から燃料が漏れるおそれもある。
（ハ）燃料搭載量が多く、かつ、燃料収容部の形状が細長い飛行体では、燃料消費に伴う重心のコントロールが難しい。
上記（イ）〜（ハ）の理由によって飛行体の速度や運動は大幅に制限されことになる。
【０００６】
（ニ）また、燃料消費に伴う重心のコントロールを行うために、複数個のブラダを使用し、ブラダからの燃料送出を所定の順序で行うよう制御するものでは、計量センサ等の計測手段や電気的な制御回路を含む複雑なタンク切換回路を必要とし、コストが嵩む。
（ホ）貯蔵中に燃料が熱膨張して、外殻内の圧力が上昇しても、外殻が破裂しないように、膨張量にプラスした余積を持つ必要があるので、外殻の寸法が大型化する。
【０００７】
この発明は、高温の圧力エアを動力源として使用でき、急激な運動時でもタンクの外殻に対するブラダの位置ずれを防止でき、複数個のブラダからの燃料送出を所定の順序で行うよう制御するための計測手段や複雑なタンク切換回路は必要なく、貯蔵中に燃料が熱膨張しても、外殻内の圧力の上昇を防止することのできる燃料タンクを提供することを目的とする。
【０００８】
【課題を解決するための手段】
この発明の燃料タンクは、圧力源から供給される高温の圧力エアを動力源として、外殻内に収容したブラダを加圧しブラダ内の燃料を送出する加圧供給式の燃料タンクにおいて、加圧用の圧力エアを供給するエア管から分岐して支管を設け、この支管を、高温の圧力エアを低温風と高温風に分けるボルテックスチューブに接続し、エア管の途中には、高温の圧力エアをボルテックスチューブから供給される低温風と熱交換して圧力エアの温度を適温まで下げる熱交換器を設けている。
【０００９】
圧力源から供給される高温の圧力エアは、一部がエア管から分岐した支管を通ってボルテックスチューブに供給され、ボルテックスチューブによって低温風と高温風に分けられる。その他の高温の圧力エアは、熱交換器においてボルテックスチューブから供給される低温風と熱交換して温度を適温まで下げ、ブラダの加圧に使用する。
【００１０】
このようにして、燃料の自己着火温度を越えるような高温の圧力エアが圧力源から動力用として供給されても、他の動力を必要とせずに圧力エアの温度を適温まで低下させ、低い温度の加圧エアとしてブラダを加圧できる。
【００１１】
また、外殻内に収容するブラダの下半分に亙り、半円筒形状の篭を外殻に沿って一体となるように固定し、篭の内面と燃料とを遮断する内側ライナをブラダの内側に設けることにより、飛行体が急激に運動をしても、ブラダの外殻に対する位置ずれがおきなくなるので、ブラダの損傷が防止される。燃料が篭に接していないので篭の固定部から燃料が漏れるおそれもなくなる。
【００１２】
さらに、外殻内に複数個のブラダを収容し、各ブラダから燃料を送出する燃料管の合流点に各ブラダからの燃料の供給順序を規制する優先バルブを設けることにより、計量センサ等の計測手段や電気的な制御回路を含む複雑なタンク切換回路を用いることなしに、複数個のブラダからの燃料送出を所定の順序で行うことができる。
【００１３】
なお、燃料タンク保存中は、外殻内外を気圧差が生じないよう連通させる、乾燥剤を充填した乾燥アタッチメントを外殻に装着することにより、貯蔵中に燃料が熱膨張しても、外殻内の圧力の上昇を防止し、かつ、外殻内に湿気が入るのを防止できる。
【００１４】
【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燃料タンクの全体構成を示す縦断面図、図２はこの燃料タンクを搭載した飛行体の斜視図、図３は燃料タンクの構成の説明図、図４は図１のII−II線断面図、図５は篭の斜視図、図６は篭の取付部の部分拡大断面図、図７はＡ優先バルブの構成を示す断面図、図８はＡ優先バルブの作動の説明図である。
【００１５】
細長い形状の飛行体１は、中央部に燃料タンク２、その後方（図上右側）にエンジン３を備えている。
この飛行体１は、超音速で飛行し、空力加熱のため、周囲の空気もエンジン３から供給される動力用の圧力エア２１も燃料１４の自己着火温度を越えている状態にとなる。
【００１６】
飛行体１の燃料タンク２は、円筒形状で耐圧力，強度を満足し、断熱性を有する外殻４内の前方部分を３分割し、それぞれに燃料１４を貯留するブラダＡ７，ブラダＢ８，ブラダＣ９が設けられている。ここで、飛行パタンの都合上、最初に前方のブラダＡ７内の燃料１４を消費し、次に後方のブラダＣ９内の燃料１４を消費し、最後に中央のブラダＢ８内の燃料１４を消費するのが飛行体１の重心移動にとって好ましい順序となっている。
【００１７】
前方のブラダＡ７，中央のブラダＢ８，後方のブラダＣ９の下端部からは、それぞれ専用の燃料管５ａ，５ｂ，５ｃが後部のバルブ室６へ配管されている。
各ブラダＡ７，ブラダＢ８，ブラダＣ９は、ゴム製の円筒形袋状で、長さ等が異なっているが基本的には同様の構造である。図４，図５，及び図６に示すように、外殻４内に収容された各ブラダＡ７，ブラダＢ８，ブラダＣ９には、下半分に亙り、篭１０が外殻４と一体となるように設けられている。篭１０は、外殻４の下半分に沿った半円筒形状で、図４上の仮想線で示すようにブラダ７，８，９をスムーズに変形させるため、両縁に若干太い骨が設けられており、所定の節目には結合具としてナット１３を備えている。
【００１８】
篭１０は、ブラダ７，８，９の内側ライナー１１の外側に完全に接合された上、補強ライナー１２によって固定されている。さらに、篭１０は、取付部１０ａでナット１３に螺着されるスクリュー１５によって外殻４に固定されている。スクリュー穴は、ボッチング１６で穴埋めしてある。
【００１９】
内側ライナー１１は燃料管５ａ，５ｂ，５ｃに接続される出口部分を除いて、完全に連続した袋状になっているので、損傷しない限り燃料１４は篭１０や外殻４に触れることはない。
【００２０】
図４に示すように、外殻４とブラダＡ７の上部との間には僅かな燃料の膨張余積Ｖが設けられており、この膨張余積Ｖと外殻４外部とを連通させる乾燥アタッチメント２６がクイックカプラにより装着されている。乾燥アタッチメント２６には、乾燥剤としてシリカゲルが充填されており、このシリカゲルは、燃料タンク２の保存中に吸湿して外殻４内に湿気が入るのを防止する。
【００２１】
バルブ室６内には、図３に示すように、燃料充填用地上機材１９から計量されて送られてくる燃料１４を受け取り、燃料管５ａ，５ｂ，５ｃを経てブラダ７，８，９に燃料１４を充填するための給油弁２０と給油管３２、外殻４の破裂防止のためのリリーフ弁２５と、後述するＡ優先バルブ１７及びＣ優先バルブ１８と、熱交換器２３とボルテックスチューブ２４とが配置されている。
【００２２】
ブラダ７，８，９を加圧するための動力用の圧力エア２１を供給するエア管３０からは支管３１が分岐しており、この支管３１は絞り弁２２を介してボルテックスチューブ２４に接続されている。ボルテックスチューブ２４とは、米国のボルテックス社によって開発された、渦流を利用して圧力エア２１を高温風２４ａと低温風２４ｂに分離することのできる装置であり、構造が簡単で可動部がなく、小型軽量である。
【００２３】
ボルテックスチューブ２４は、圧力エア２１の温度が高い場合には、より温度差の大きい低温風が得られるという利点がある。ボルテックスチューブ２４で生じた高温風２４ａは機外へ放出され、低温風２４ｂはエア管３０の途中に設けた熱交換器２３に供給され、高温の圧力エア２１との熱交換に利用される。
【００２４】
高温の圧力エア２１は、熱交換器２３で温度を適温まで下げてからブラダ７，８，９に加圧エア２１ａとして供給される。可動部分のないボルテックスチューブ２４を使用しているから、長期間の貯蔵後でも安定して安全温度の加圧エア２１ａが得られる。
【００２５】
前方のブラダＡ７から出た燃料管５ａと、後方のブラダＣ９から出た燃料管５ｃとは、合流点でＡ優先バルブ１７に接続されており、Ａ優先バルブ１７から出た燃料管５Ａと、中央のブラダＢ８から出た燃料管５ｂとは、合流点でＣ優先バルブ１８に接続され、Ｃ優先バルブ１８から出た燃料管５は、エンジン３に接続されている。
【００２６】
図７に示すように、Ａ優先バルブ１７は、内部にシャトル２７とアキュムレータ２９とを備えている。シャトル２７は、スプリング２８によって付勢され、常時は燃料管５ａと燃料管５Ａとを連通させ、燃料管５ｃを遮断する位置にある。従って、ブラダＡ７とブラダＣ９から等しい燃料圧力がかかると、まずブラダＡ７からの燃料１４が下流の燃料管５Ａに流れ、同時にアキュムレータ２９を充填する。
【００２７】
ブラダＡ７内の燃料１４が空になると、燃料管５ａ側（スプリング２８側）の燃料圧力が０となるので、図８に示すように、シャトル２７は、燃料管５ｃ側からの燃料圧力によって、燃料管５ｃと燃料管５Ａとを連通させ、燃料管５ａを遮断する位置までスプリング２８に抗して移動し、ブラダＣ９からの燃料１４が下流の燃料管５Ａにに流れるようになる。
【００２８】
シャトル２７が切換えられる際に、ごく短時間、ブラダＡ７，ブラダＣ９からの燃料１４の流出が途絶えるが、この間はアキュムレータ２９から燃料を吐出して補うので、燃料１４は燃料管５Ａからは連続して送出される。
【００２９】
Ｃ優先バルブ１８もＡ優先バルブ１７と同様の構造になっており、まず燃料管５Ａからの燃料１４を燃料管５に流し、ブラダＣ９が空になると、ブラダＢ８からの燃料１４を燃料管５に流すように切換えられる。
【００３０】
以下図３により動作を説明する。図３で括弧内に記入された温度、圧力、流量等の数値は動作の一例を示している。
ここで、エア管３０に供給された２５０°Ｃ，０．５５ＭＰａの圧力エア２１は、一部がエア管３０から分岐した支管３１を通ってボルテックスチューブ２４に供給される。流量は、絞り弁２２によって調整されている。ボルテックスチューブ２４において、圧力エア２１は１５０°Ｃの低温風２４ｂと３１０°Ｃの高温風２４ａになる。
【００３１】
その他の高温の圧力エア２１は、熱交換器２３に入る。ここでボルテックスチューブ２４から供給される低温風２４ｂが圧力エア２１の温度を２００°Ｃ程度まで下げ、ブラダ７，８，９の加圧エア２１ａとする。加圧エア２１ａの温度が２００°Ｃ程度であれば、燃料が着火することがなく、ブラダ膜の劣化も少ないので、事故の原因になることもない。
【００３２】
ブラダ７，８，９は外殻４内で加圧エア２１ａにより０．５３ＭＰａ程度で加圧される。燃料１４は、燃料管５ａ，５ｂ，５ｃ，５Ａ，５及びＡ優先バルブ１７，Ｃ優先バルブ１８での圧力損失により０．５ＭＰａ程度でエンジン３に供給される。流量は、ここでは２．５ＬＰＳである。
【００３３】
加圧エア２１ａの圧力は、全ブラダ７，８，９にかかるが、優先バルブ１７，１８の作用で、最初にブラダＡ７、次にブラダＣ９、最後にブラダＢ８の順序で、連続的に燃料をエンジン３へ供給することになる。
【００３４】
飛行体１が激しい運動を行い、ブラダ７，８，９に上方，側方，あるいは前後に大きい加速度が働いても、ブラダ７，８，９は下半分が外殻４に沿って一体となるように固定されていて、外殻４に対して位置ずれをおこすことがないので、燃料管５ａ，５ｂ，５ｃとの接合部等との間で相対変位を生じて破損するおそれはない。
【００３５】
飛行体１を燃料１４満載のまま貯蔵する場合には、乾燥アタッチメント２６を装着して貯蔵しておけば、気温の変化で燃料１４が膨張しても、外殻４内の圧力が高くなることはなく、外殻４内に湿気が入るおそれもない。
【００３６】
【発明の効果】
以上説明したように、この発明の燃料タンクは、飛行体の周囲、及び燃料圧送用の動力として供給される圧力エアが高温であっても、加圧エアは低温にすることができるので、火災等の事故が生じるおそれがなく安全である。熱交換システムには可動部分のないボルテックスチューブを使用しているから、長期間の貯蔵後に安定して安全温度の加圧エアが得られる。
【００３７】
また、外殻内に収容するブラダは、下半分を外殻に沿って固定することにより、飛行体が急激な運動をしても、外殻に対する位置ずれがおきず、燃料管の接合部等との間で相対変位を生ずることがなくなるので、損傷が防止できる。
【００３８】
さらに、外殻内に複数個のブラダを収容し、各ブラダから燃料を送出する燃料管の合流点に各ブラダからの燃料の供給順序を規制する優先バルブを設けることにより、計量センサ等の計測手段や電気的な制御回路を含む複雑なタンク切換回路を用いることなしに、複数個のブラダから所定の順序で燃料を送出し消費することができるから、飛行体のフライトバランスを助けるように重心を移動させることが可能である。
【００３９】
ブラダを加圧するための高温の圧力エアの冷却、燃料のエンジンへの送出、及び燃料を消費するブラダの切換えが動力として供給される圧力エアのみで行なわれ、電源等の他の動力を必要としないので、コストが安く、信頼性の向上が容易である。
【００４０】
燃料タンクには、保存中は、外殻内外を気圧差が生じないよう連通させる、乾燥剤を充填した乾燥アタッチメントを外殻に装着することにより、貯蔵中に燃料が熱膨張しても、外殻内の圧力の上昇を防止することができるので、圧力上昇を緩和するために要する余積を必要とせず、外殻の容積を小型に設計でき、飛行体の小型軽量化が可能になる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の実施の一形態である燃料タンクの全体構成を示す縦断面図である。
【図２】燃料タンクを搭載した飛行体の斜視図である。
【図３】燃料タンクの構成の説明図である。
【図４】図１のII−II線断面図である。
【図５】篭の斜視図である。
【図６】篭の取付部の部分の拡大断面図である。
【図７】Ａ優先バルブの構成を示す断面図である。
【図８】Ａ優先バルブの作動の説明図である。
【符号の説明】
１      飛行体
２      燃料タンク
３      エンジン
４      外殻
５      燃料管
５Ａ    燃料管
５ａ    燃料管
５ｂ    燃料管
５ｃ    燃料管
６      バルブ室
７      ブラダＡ
８      ブラダＢ
９      ブラダＣ
１０    篭
１１    内側ライナー
１２    補強ライナー
１３    ナット
１４    スクリュー
１６    ボッチング
１７    Ａ優先バルブ
１８    Ｃ優先バルブ
１９    燃料充填用地上機材
２０    給油弁
２１    圧力エア
２１ａ  加圧エア
２２    絞り弁
２３    熱交換器
２４    ボルテックスチューブ
２４ａ  高温風
２４ｂ  低温風
２５    リリーフ弁
２６    乾燥アタッチメント
２７    シャトル
２８    スプリング
２９    アキュムレータ
３０    エア管
３１    支管
３２    給油管
【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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【図８】
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