極低温液体燃料12を貯蔵することができる貯蔵ボリューム24を形成する第1の壁23を有する極低温燃料タンク22と、前記極低温液体燃料12を前記貯蔵ボリューム24内に流すことができる流入システム32と、前記極低温液体燃料12を前記極低温燃料貯蔵システム10から供給するように構成された流出システム30と、前記貯蔵ボリューム24内の前記極低温液体燃料12から形成された気体燃料19の少なくとも一部を除去することができる排気システム40とを備える、航空機用極低温燃料貯蔵システム10。未使用の気体燃料19の少なくとも一部29を前記極低温燃料タンク22内に戻すように構成されたリサイクルシステム34をさらに備える、請求項1記載の極低温燃料貯蔵システム10。リサイクルシステム34は、未使用の気体燃料19の前記一部29を、極低温燃料タンク22に戻す前に冷却する低温クーラ42を備える、請求項2記載の極低温燃料貯蔵システム10。前記極低温燃料タンク22から高圧ガスを排気するように構成された安全放出システム45をさらに備える、請求項1記載の極低温燃料貯蔵システム10。前記安全放出システム45は、前記第1の壁23の一部を形成する破裂板46を備える、請求項4記載の極低温燃料貯蔵システム10。前記極低温燃料タンク22は、前記第1の壁23を実質的に取り囲む第2の壁25をさらに備え、その結果、前記第1の壁23及び前記第2の壁25間にギャップ26が存在する、請求項1記載の極低温燃料貯蔵システム10。前記第1の壁23及び前記第2の壁25間の前記ギャップ26内には真空が存在する、請求項6記載の極低温燃料貯蔵システム10。前記第1の壁23及び前記第2の壁25間の前記ギャップ26は、断熱材27で実質的に満たされている、請求項6記載の極低温燃料貯蔵システム10。前記断熱材27はエアロゲルである、請求項8記載の極低温燃料貯蔵システム10。前記断熱材27は、熱伝達を実質的に排除することができる材料である、請求項8記載の極低温燃料貯蔵システム10。前記流出システム30は、前記極低温燃料タンク22内に位置する供給ポンプ31を備える、請求項1記載の極低温燃料貯蔵システム10。前記排気システム40は、前記気体燃料19の少なくとも一部を航空機推進システム100に供給する、請求項1記載の極低温燃料貯蔵システム10。前記排気システム40は、前記気体燃料19の少なくとも一部を燃焼器90に供給する、請求項1記載の極低温燃料貯蔵システム10。前記排気システム40は、前記気体燃料19の少なくとも一部を補助動力装置180に供給する、請求項1記載の極低温燃料貯蔵システム10。前記排気システム40は、前記気体燃料19の少なくとも一部を燃料電池182に供給する、請求項1記載の極低温燃料貯蔵システム10。前記排気システム40は、前記気体燃料19の少なくとも一部を極低温燃料タンク22の外部に放出する。請求項1記載の極低温燃料貯蔵システム10。極低温液体燃料504を貯蔵することができる貯蔵ボリュームを形成する極低温燃料タンク503と、前記極低温燃料タンク503を少なくとも部分的に取り囲む外側シェル501であって、前記極低温燃料タンク503及び前記外側シェル501間に内部空間502を画定する、外側シェル501と、前記内部空間502をパージするために前記内部空間502内に不活性ガスを導入することができるパージシステム510とを備える、航空機用極低温燃料貯蔵システム500。前記内部空間502内にガス監視センサ509をさらに備える、請求項17記載の極低温燃料貯蔵システム500。前記システム500は、航空機システム5の機内の既存の貨物固定システムと互換性があるように構成されている、請求項17記載の極低温燃料貯蔵システム500。前記極低温燃料タンク503は自己密封コーティング516を含む、請求項17記載の極低温燃料貯蔵システム500。前記極低温燃料タンク503は、間に真空空間を有する内側壁及び外側壁と、前記真空のレベルを検知するセンサ519とを有する、請求項17記載の極低温燃料貯蔵システム500。前記極低温燃料タンク503は、前記極低温燃料タンク503内の内圧を減少させるために真空ポンプ522を含む、請求項17記載の極低温燃料貯蔵システム500。前記システム500は、他のこのようなシステム500に接続されるように構成されている、請求項17記載の極低温燃料貯蔵システム500。前記極低温燃料貯蔵システム500は、前記システム500を航空機システムに接続するために必要な最小限の電気的接続及び配管接続のみを有する自己完結型のモジュラ燃料システムである、請求項17記載の極低温燃料貯蔵システム500。前記システム500は、真にロールオンロールオフモジュラ燃料タンクシステムとなるように構成されている、請求項17記載の極低温燃料貯蔵システム500。したがって、特に航空機に搭載する他の燃料貯蔵システムと組み合わせて液化天然ガスLNGのような極低温燃料の安全で、効率的で、経済的な貯蔵を実現する航空機燃料貯蔵システムを有することが望ましい。一態様では、極低温液体燃料12を貯蔵することができる貯蔵ボリューム24を形成する第1の壁23を有する極低温燃料タンク22と、極低温液体燃料12を貯蔵ボリューム24内に流すことができる流入システム32と、極低温液体燃料12を極低温燃料貯蔵システム10から供給するように構成された流出システム30と、貯蔵ボリューム24内の極低温液体燃料12から形成された気体燃料19の少なくとも一部を除去することができる排気システム40とを含む、航空機用極低温燃料貯蔵システム10が開示される。本明細書に記載の技術は、添付図面と併せて以下の説明を参照することによって、最もよく理解することができる。本明細書の図面を参照すると、同じ参照番号は、種々の図面を通して同じ要素を示す。図1は、本発明の例示的な実施形態による航空機システム5を示す。例示的な航空機システム5は、胴体6、及び、胴体に取り付けられた翼7を有する。航空機システム5は、飛行中の航空機システムを推進させるために必要な推進力を発生する推進システム100を有する。推進システム100は図1では翼7に取り付けられて示されているが、他の実施形態では、例えば尾部16のような、航空機システム5の他の部分に結合されてもよい。例示的な航空機システム5は、推進システム100で使用される1つ又は複数の種類の燃料を貯蔵するための燃料貯蔵システム10を有する。図1に示す例示的な航空機システム5は、本明細書で以下にさらに説明するように2種類の燃料を使用する。したがって、例示的な航空機システム5は、第1の燃料11を貯蔵することができる第1の燃料タンク21、及び、第2の燃料12を貯蔵することができる第2の燃料タンク22を備える。図1に示す例示的な航空機システム5では、第1の燃料タンク21の少なくとも一部は、航空機システム5の翼7内に位置する。図1に示す例示的な一実施形態では、第2の燃料タンク22は、航空機システムの胴体6内の、翼が胴体に結合されている位置の近くに位置する。代わりの実施形態では、第2の燃料タンク22は、胴体6又は翼7内の他の適切な場所に位置してもよい。他の実施形態では、航空機システム5は、第2の燃料12を貯蔵することができる任意の第3の燃料タンク123を備えてもよい。任意の第3の燃料タンク123は、例えば図1に概略的に示すように、航空機システムの胴体の機尾部に位置してもよい。本明細書でさらに後述するように、図1に示す推進システム100は、第1の燃料11又は第2の燃料12を使用することによって、或いは、第1の燃料11及び第2の燃料12の両方を使用することによって推進力を発生することができる二重燃料推進システムである。例示的な二重燃料推進システム100は、第1の燃料11又は第2の燃料12を選択的に使用して、或いは、第1の燃料及び第2の燃料を選択した割合で使用して推進力を発生することができるガスタービンエンジン101を備える。第1の燃料は、Jet-A、JP-8又はJP-5或いは他の既知の種類又はグレードとして当該技術分野で知られているようなケロシン系ジェット燃料のような従来の液体燃料であってもよい。本明細書に記載の例示的な実施形態では、第2の燃料12は、非常に低い温度で貯蔵される極低温燃料である。本明細書に記載の一実施形態では、極低温の第2の燃料12は、液化天然ガス或いは本明細書ではLNGと称されるである。極低温の第2の燃料12は、低い温度で燃料タンク内に貯蔵される。例えば、LNGは第2の燃料タンク22内に、約15psiaの絶対圧力で、約華氏-265度で貯蔵される。燃料タンクは、チタニウム、インコネル、アルミニウム又は複合材料のような既知の材料から作られてもよい。図1に示す例示的な航空機システム5は、燃料を燃料貯蔵システム10から推進システム100に供給することができる燃料供給システム50を備える。既知の燃料供給システムは、第1の燃料11のような従来の液体燃料を供給するために使用することができる。本明細書に記載の図1に示す例示的な実施形態では、燃料供給システム50は、例えばLNGのような極低温液体燃料を、極低温燃料を輸送する導管を経て推進システム100に供給するように構成される。図1に示す航空機システム5の例示的な実施形態は、第1の燃料11又は第2の燃料12の少なくとも一方を使用して電力を発生することができる燃料電池を備える燃料電池システム400をさらに含む。燃料供給システム50は、燃料を燃料貯蔵システム10から燃料電池システム400に供給することができる。例示的な一実施形態では、燃料電池システム400は、二重燃料推進システム100によって使用される極低温燃料12の一部を使用して電力を発生する。上述し、図1に示す例示的な航空機システム5のような航空機システム及びその動作方法は、本発明の譲受人に譲渡された、本願と同時に出願された同時継続中の名称DualFuelAircraftSystemandMethodforOperatingsameの特許出願に、より詳細に記載されており、この出願の開示は参照により本明細書にその全体が組み込まれる。図1に示す例示的な航空機システム5は、極低温燃料を貯蔵するための、例えば図2に示すような、極低温燃料貯蔵システム10を備える。例示的な極低温燃料貯蔵システム10は、例えばLNGのような極低温液体燃料12を貯蔵することができる貯蔵ボリューム24を形成する第1の壁23を有する極低温燃料タンク22、122を備える。図3に概略的に示すように、例示的な極低温燃料貯蔵システム10は、極低温液体燃料12を貯蔵ボリューム24内に流すことができる流入システム32、及び、極低温液体燃料12を極低温燃料貯蔵システム10から供給するように構成された流出システム30を有する。例示的な極低温燃料貯蔵システム10は、さらに、貯蔵ボリューム24内の極低温液体燃料12から貯蔵中に形成される可能性がある気体燃料19の少なくとも一部を除去することができる排気システム40を備える。図3に示す例示的な極低温燃料貯蔵システム10は、さらに、未使用の気体燃料19の少なくとも一部29を極低温燃料タンク22に戻すように構成されたリサイクルシステム34を備える。一実施形態では、リサイクルシステム34は、未使用の気体燃料19の一部29を、極低温燃料タンク22、122に戻す前に冷却する低温クーラ42を備える。低温クーラ42の動作の例示的な動作は以下のとおりである。例示的な実施形態では、燃料タンクからの蒸発を、低温クーラとしても知られる逆ランキン冷却システムを使用して再冷却することができる。低温クーラには、航空機システム5の機内で利用可能なシステムのいずれかから来る電力によって、又は、搭乗ゲートに駐機している間に利用可能であってもよいもののような地上ベースの電力システムによって動力を供給することができる。低温クーラシステムは、二重燃料ガスタービンエンジン101の同時燃焼遷移中に、燃料システム内の天然ガスを再液化するために使用することもできる。燃料貯蔵システム10は、さらに、極低温燃料タンク22内に形成される可能性があるなんらかの高圧ガスを排気するように構成された安全放出システム45を備えてもよい。図3に概略的に示す例示的な一実施形態では、安全放出システム45は、第1の壁23の一部を形成する破裂板46を備える。破裂板46は、燃料タンク22内が過圧力の場合に破裂し、どのような高圧ガスも放出する、既知の方法を使用して設計される安全機能である。極低温燃料タンク22は、単一の壁構造又は複数の壁構造を有してもよい。例えば、極低温燃料タンク22は、さらに、第1の壁23を実質的に取り囲む第2の壁25を備えてもよい例えば図2参照。タンクの一実施形態では、タンク壁を越える熱流を減らすためタンクを断熱するために、第1の壁23及び第2の壁25間にギャップ26が存在する。例示的な一実施形態では、第1の壁23及び第2の壁25間のギャップ26内は真空である。真空は、真空ポンプ28によって形成され維持されてもよい。代わりに、タンクの断熱を実現するために、第1の壁23及び第2の壁25間のギャップ26を、例えばエアロゲルのような、既知の断熱材27で実質的に満たしてもよい。他の適切な断熱材を使用してもよい。タンク内の液体の動きを制御するために、バッフル17が含まれてもよい。図2に示す極低温燃料貯蔵システム10は、供給ポンプ31を有する流出システム30を備える。供給ポンプを、タンク22に近い便利な位置に配置してもよい。極低温燃料への熱伝達を減らすために、図2に概略的に示すように、供給ポンプ31を極低温燃料タンク22内に配置することが好ましい可能性がある。排気システム40は、燃料タンク22内に形成される可能性があるどのようなガスも排気する。これらの排気されたガスを、航空機システム5内でいくつかの有用な方法で利用することができる。これらのいくつかを図2に概略的に示す。例えば、気体燃料19の少なくとも一部を、エンジン内の冷却又は燃焼のために航空機推進システム100に供給することができる。他の実施形態では、排気システム40は、気体燃料19の少なくとも一部をバーナに供給し、さらに、バーナからの燃焼生成物を航空機システム5の外に安全に排気する。排気システム40の他の実施形態では、気体燃料19の少なくとも一部を、航空機システム5に補助的な動力を供給する補助動力ユニット180に供給する。他の実施形態では、排気システム40は気体燃料19の少なくとも一部を、電力を発生する燃料電池182に供給する。他の実施形態では、排気システム40は、気体燃料19の少なくとも一部を極低温燃料タンク22の外に放出する。燃料貯蔵システムの例示的な動作、燃料タンクを含むその構成要素、並びに、例示的なサブシステム及び構成要素を以下のように説明する。天然ガスは、約-260°Fの温度及び大気圧で、液体状態LNGで存在する。旅客機、貨物機、軍用機又は民間機の機内でこれらの温度及び圧力を維持するために、以下の示す特徴は、選択された組み合わせで、LNGの安全で、効率的で、費用効果的な貯蔵を可能にする。図2を参照すると、これらは以下を含む。A限定はされないが、アルミニウムAL5456及びより高い強度のアルミニウムAL5086又は他の適切な合金のような合金で構成された燃料タンク21、22。B軽量複合材料で構成された燃料タンク21、22。C断熱性を改善し、LNG流体への熱流を大幅に減らすための二重壁真空機能を有する上記タンク21、22。二重壁のタンクは、一次タンクが破裂する稀なケースで安全封じ込め装置としても機能する。DLNGタンク及びその内容物の周囲からの熱流を最小にするために、例えばエアロゲルのような、軽量断熱材27を利用する上記のいずれかの代わりの実施形態。エアロゲル絶縁材を、二重壁のタンク設計に加えて又はその代わりに使用することができる。E二重壁のタンク間の空間の能動的な真空排気のために設計された真空ポンプ28。ポンプは、LNGが蒸発した燃料、LNG、Jet-A、電力、又は、航空機に利用可能な任意の他の動力源から動作することができる。FLNG流体への熱伝達を減らすために一次タンク内に沈められた極低温ポンプ31を有するLNGタンク。G正常状態又は緊急状態の下でLNGをタンクから除去することができる1つ又は複数のドレン管路36を有するLNGタンク。LNGドレン管路36は、LNG重力水頭による排液率を超えて除去率を高めるために適切な極低温ポンプに接続される。H外部環境からの熱の吸収によって形成された気体の天然ガスを除去するための1つ又は複数の排気管路41を有するLNGタンク。この排気管路41系は、1方向逃がし弁又は背圧弁39を使用して、タンクを所望の圧力に維持する。I万一、過圧力状態が生じた場合は、主排気管路に並列な安全逃しシステム45を有するLNGタンク。破裂板は、代替機能又は並列機能46である。逃がし弁は気体燃料を機外に向ける。J上記設計特徴のいくつか又はすべてを有するLNG燃料タンクであって、そのジオメトリは、市販の航空機で設計され利用可能なもののような標準的なJet-A補助燃料タンクに関連する既存のエンベロープに適合するように設計される。K上記設計特徴をいくつか又はすべてを有するLNG燃料タンクであって、そのジオメトリは、市販の航空機で設計され利用可能なもののような従来の旅客貨物機の下部貨物室に適合し、その中に収まるように設計される。LLNG、タンク及び構造要素を適切に断熱するような、既存の又は新規の航空機の中央翼タンク22への変更。排気及び蒸発システムは、既知の方法を使用して設計される。LNGの蒸発は、エネルギーを吸収し、タンク及びその内容物を冷却する蒸発プロセスである。蒸発したLNGを、種々の異なるプロセスによって利用及び/又は消費することができ、いくつかの場合では、航空機システムに有用な仕事を提供し、他の場合では、より環境的に許容できる設計のために燃料を単に燃焼させる。例えば、LNGタンクからの排気ガスは、主にメタンから構成され、以下のいずれかの又はすべての組み合わせに使用される。A航空機APU補助動力装置180への経路指定。図2に示すように、タンクからの気体排気管路は、燃焼器で使用するための補助動力装置に直列に又は並列に経路指定される。APUは、典型的には民間及び軍用機の機内で見られる既存のAPUであってもよく、又は、蒸発した天然ガスを有用な電力及び/又は機械動力に変換するための専用の別個のAPUであってもよい。蒸発天然ガス圧縮器は、天然ガスをAPUで利用するために必要な適切な圧力に圧縮するために利用される。APUは、今度は、エンジン又はA/Cの任意のシステムに電力を供給する。B1つ又は複数の航空機ガスタービンエンジン101への経路指定。図2に示すように、LNG燃料タンクからの天然ガス排気管路は、主ガスタービンエンジン101の1つ又は複数に経路指定され、追加の燃料源をエンジンに動作中に提供する。天然ガス圧縮器は、排気ガスを航空機ガスタービンエンジンで利用するために必要な適切な圧力に送り出すために利用される。C燃焼。図2に示すように、タンクからの天然ガス排気管路は、自身の電気火花点火システムを有する小型の専用の排気燃焼器190に経路指定される。このようにして、メタンガスは大気中に放出されない。燃焼生成物が排気され、それはより環境的に許容可能なシステムをもたらす。D排気。図2に示すように、タンクからの天然ガス排気管路は、1つ又は複数の航空機ガスタービンの排気ダクトに経路指定される。代わりに、排気管路を、APU排気ダクトに、又は、航空機後縁のいずれかへの別個の専用管路に経路指定することができる。天然ガスは、これらの場所Vの1つ又は複数で大気中に適切に排気されてもよい。E地上動作。図2に示すように、地上動作中、システムのいずれかを、排気管路41が任意の地上ベースシステムで蒸発した天然ガスを収集し利用する地上支援装置に取り付けられるように設計することができる。排気を、地上支援装置による燃料補給動作中に行うこともでき、地上支援装置は、同時に、流入システム32を使用して燃料を航空機LNGタンク内に注入し、排気ガスを取り込み再使用することができる同時に、図2にSとして示すように排気し、燃料を供給する。図3~10は、航空用途のための着脱可能なロールオンロールオフLNG燃料タンクシステム500の例示的な実施形態を示す。本明細書の説明の多くはLNG燃料に関するが、このタンクの概念を任意の他の気体/極低温燃料に使用することができる。この燃料タンクシステムは、航空機の内部空間の使用の柔軟性が要求される航空用途で使用するためのものである。ロールオンロールオフタンク500は、航空機環境507と、燃料容器503のみ最も望ましい用途ではLNGのみであるを含むことができる燃料システムの内部502との間の境界を形成する外側シェル501で構成される自己完結型モジュラ燃料システムであり、又は、タンクシステムは、所望のバルブ、チューブ、換気機構、熱交換器、制御装置、及びガス検知器等のいずれかと共に、燃料容器503を含んでもよい。外側シェル501は、燃料システム内のものと航空機の大気の混合を排除するために密封されたシェルであってもよい。この外側シェル501は、本質的に、設計者が動作するように望むいかなる差圧にも耐えると共に容器503に物理的に保護する手段を提供するための構造である。外側シェル501は、また、図3~10に示す例示的な実施形態のように、航空機内に積み込み固定するのに適した任意の好適なサイズ及び形状で構成されることができ、真にロールオンロールオフモジュラ燃料タンクシステムとなるように、車輪及び/又は足車を含んでもよい。このようなシステムは、また、システムを航空機システムに接続するために必要な最小限の電気的接続及び配管接続のみを有する自己完結型であってもよい。ロールオンロールオフ燃料タンクシステムの外側シェル501の内部の燃料容器503は、極低温流体の効率的な貯蔵のために設計された業界標準の容器であってもよく、又は、燃料貯蔵容器それ自身の完全性を監視及び管理するための特別な機能を有して設計された容器であってもよい。外側シェルの内部の燃料容器503を、周囲気圧で、又は、システム全体の設計が要求する可能性があるような高圧で動作するように設計することができる。燃料容器の動作圧力とは無関係に、燃料容器を、例えば、他の極低温流体又はガスであろうとなかろうと、容器自体の内部で燃焼が生じる機会を最小限にするために、窒素のような不活性材料でパージすることができる。ロールオンロールオフ燃料タンクシステム500の外側シェル501の内部の空間502を、ガス監視センサ509を使用してガス漏れについて調査することができる。LNGは空気より軽いため、ガス漏れ検知器をシェルボリューム内で高く配置することができる/すべきである。シェルボリューム内の燃焼能力を低減するために、シェル内部の空気のボリュームをパージするために、不活性ガス例えば窒素のようなを510で導入することができる。ヘリウムのようなより軽い不活性ガスを使用する場合、ガス漏れ検知器をボリュームの底の近くに配置してもよい。逆止弁又は他の機能511を、流量制御又は内部ボリューム502の他の管理のために使用することができる。図3に示すように、容器503は、液体燃料504と、典型的には気体燃料の蒸気を含むヘッドスペース505とを含む。バルブ506を有する排気管路521を、気体燃料ヘッドスペース505から引き出すか気体燃料ヘッドスペース505を管理する、及び/又は、容器503内の圧力を管理するために使用することができる。容器外壁は、断熱されてもよく、及び/又は、複数の壁の構造であってもよい。漏れが生じるときにガスの回収を避けるために、シェルの内部ボリューム502を排気することが好ましい。好ましいジオメトリは、ロールオンロールオフ燃料タンクシステムの排気を、排気管路515を介して航空機の圧力隔壁508を経て外部/雰囲気に接続するものである。制限オリフィス又はバルブ514を、排気の流量を制御するために使用することができる。燃料ガスは空気より軽いため、ガスポケット及び回収を優先的に除去するために、排気出口領域を、外側シェルを経て高く配置することができる。ガスが検知された場合、必要に応じてより高いパージ率を選択することができる。高度でのより低い外部圧力、及び、より高い航空機内圧力のために、自然の空気パージシステムを達成することができる。設計者が望むならば、飛行全体に、又は、より低い圧力差が存在する部分にのみ、不活性ガスパージシステムを利用することができる。内側の燃料容器からの燃料は、断熱のための真空を含むことができる被覆されたチューブを通って、システムの残りに供給される。この燃料管路513と、燃料容器の排気管路及び充填管路のいずれかとを、上述したようなシステム排気出口を経て、燃料タンクの外側シェル501の外に経路指定することができる。上述した排気は、外側シェルから隔壁まで向けられるが、燃料管路の最終点までずっと被覆されてもよく、これによって、システム全体に1つのみ排気源を利用する。適切な安全措置をとるために、追加されたガスセンサ、漏れ検知を、被覆された排気管路の出口で使用することができる。任意のブーストポンプ512が、図示したように外側シェル501内、又は、外側シェル501の外側のいずれかで、燃料管路513内に含まれてもよい。本明細書の議論の多くは、航空用途のための着脱可能なロールオンロールオフLNG燃料タンクシステムに焦点を当てている。LNGは短期的に最も望ましい燃料であるが、このタンクの概念を、任意の他の気体/極低温燃料に使用することができる。燃料タンクシステムは、航空機の内部空間の使用の柔軟性が要求される航空用途での使用に適合され、構成される。図4に示すように、例示的なLNG燃料タンクシステム500には、航空用途のための強化された安全機能を設けてもよい。LNGは短期的には最も望ましい燃料であるが、このタンクの概念を、任意の他の気体/極低温燃料に使用することができる。図4に示すような燃料タンクシステムの一実施形態は、タンク浸透及び貯蔵タンクからの漏れに対する強化された保護が望まれる航空用途を含む、輸送用途での使用に適している。本明細書で説明したタンクは、単純な形態で、内側タンク壁、真空空間、及び、外側タンク壁から構成される真空断熱タンク503である。タンクは、タンク503の内部又は外部にブーストポンプ512を有することができる。ブーストポンプは、通常の動作に必要の可能性があり、加圧タンクシステムを使用しない場合に必要の可能性がある。タンクの完全性の安全監視のために、外側壁及び内側壁間の真空のレベルを検知するセンサ519を使用することができる。検知した真空のレベルに基づいて、他の制御オプションを行使することができる。タンク浸透の場合に真空が失われた場合、窒素のような不活性ガスパージ520を、液体燃料上の蒸気ヘッドに、又は、真空空間それ自体に導入してもよい。加えて、管路517を通って排出する間の浸透の結果として真空空間に入る可能性がある任意の液体LNGを除去するために、排油ポンプ518を作動させることができる。同時に、又は、パージ及び排油に関する所望の準備又は遅延時間に、周囲のガスのタンクへの流出ではなく流入を引き起こし、外部に流れる鎰流又は漏れを制限するために、タンクの内圧をタンク外の圧力より低下させるために、追加の真空ポンプ522を作動させてもよい。任意の残留燃料を機外の容器を含む安全な場所に導くために、ブーストポンプ512をバルブと組み合わせて使用することもできる。この設計のLNG又は極低温燃料タンクへの追加の機能は、タンクへの漏出の形態の浸透又は構造的なタンクの損傷を最小にするための、タンク壁の内側又は外側のいずれかの自己密封コーティング516又は構造であってもよい。図5~10に示すように、上述して説明したようなロールオンロールオフ燃料タンク500は、オペレータによって必要に応じて胴体6の内部の航空機空間9内にはめ込むために共形であってもよい。これらのタンク500を、必要に応じて貨物フロア8の上又は旅客デッキ8の下にはめ込むことができる。これらを、必要に応じて胴体6内に長さ方向に又は幅方向に配置することができ、航空機の既存の貨物固定システムトラックスtracks等と互換性があるように構成することができる。ロールオンロールオフタンク500は、図6、8、9及び10に示すような複数タンク構造では、所望の総燃料容量を設定又は供給するために互いに縦接続することができる。タンクの縦接続を可能にするために、各タンクを前のタンクにその燃料供給接続を介して接続することができる。同様に、燃料システム全体がシリーズとして動作する一連の共形タンク及び接続部となるように、排気を互いにタンクからタンクへ接続することができる。代わりの種類の接続は、並列システムとして機能するための各ロールオンロールオフ燃料タンク及び航空機間の固有の接続である。ロールオンロールオフタンクには、航空機それ自体で燃料供給することができ、又は、駐機整備地区から離れた燃料補給所で燃料供給し、その後、満タン状態で航空機に輸送し、積み込み、接続することができる。この明細書は、最良の形態を含んで本発明を開示するために、また、当業者が本発明を作製及び使用することができるようにするために、例を使用する。本発明の特許可能な範囲は、当業者に想起される他の例を含むことができる。このような他の例は、それらが特許請求の範囲の文言と異ならない構造的要素を有する場合、又は、それらが特許請求の範囲と実質的に異ならない等価の構造的要素を含む場合、特許請求の範囲内であるものとする。