JP6163041B2 - 燃料システム、航空機 - Google Patents

Description

本発明は、航空機などに搭載される燃料システムに関する。

航空機が備えるウィングボックスは、燃料タンクとして用いられる。ウィングボックスは、主翼の長さ方向のほぼ全体および胴体に亘り延在する。ウィングボックスの内部は、特許文献１に示すように、複数の燃料タンクに区画される。
ここで、主翼に設けられるアウタータンク（第１タンク）と、主翼の付け根部および胴体に設けられるインナータンク（第２タンク）との２つの燃料タンクがあるとする。
このとき、各燃料タンクにポンプを設け、両方の燃料タンクからエンジンに燃料を供給する場合と、一方の燃料タンクにのみポンプを設け、その燃料タンクからエンジンに燃料を供給する場合とがある。後者の場合、特許文献１に示されるように、一方の燃料タンクから他方の燃料タンクへと燃料が移送される。

特開平８−４０３９４号公報

主翼が受ける揚力によって燃料を効率よく支える観点から、一般に、アウタータンクにはインナータンクよりも多くの燃料を貯留し、アウタータンク内の燃料よりもインナータンク内の燃料を先に消費することが好ましい。
この場合、アウタータンクおよびインナータンクの両方からエンジンに燃料を供給する場合と（以下、前者）、アウタータンクのみからエンジンに燃料を供給する場合（以下、後者）とについて説明する。
前者の場合、図１４（ａ）に示すように、アウタータンク１５およびインナータンク１６の両方に、エンジンに向けて燃料を圧送する燃料供給ポンプ１８および図示しないバルブを設けておく。そして、インナータンク１６内の燃料が先に減少するように、センサにより検出した各タンク１５，１６内の燃料量に基づいて各燃料供給ポンプ１８，１８およびバルブの動作を電気的に制御する。

後者の場合、図１４（ｂ）に示すように、アウタータンク１５に、エンジンに向けて燃料を圧送する燃料供給ポンプ１８を設けるとともに、インナータンク１６からアウタータンク１５へと燃料を移送する移送ポンプ１９を設ける。そして、アウタータンク１５内の燃料量をセンサにより検知しながら、アウタータンク１５内の燃料量が所定量を下回ったときに移送ポンプ１９を起動し、移送ポンプ１９と共に設けられたバルブを開いて燃料移送を開始する。それによってアウタータンク１５内の燃料量が満タンとなれば移送ポンプ１９を停止し、バルブを閉じるといった制御を行う。

ここで、前者、後者のいずれにしても、ポンプやバルブを電気的に制御する複雑なシステムを構築する必要がある。
そのため、センサや制御装置などの必要部材が多くなる。軽量化やコスト、故障の可能性を少なくする観点などから出来るだけ、機体に設けられる部材は減らしたい。
特に、大型機と比べて機体が小さい中型・小型の航空機では、センサや制御装置を設置するスペースの観点からも、部材を減らす要請が強い。
上記の課題に基づいて、本発明は、第１タンク内の燃料よりも第２タンク内の燃料を先に消費する、つまり、第２タンク内に貯留される燃料の量を第１タンク内に貯留される燃料の量よりも先に減少させる構成を少ない部材で簡素に構成した燃料システムを提供することを目的とする。

本発明は、航空機に搭載される燃料システムであって、燃料をそれぞれ貯留する第１タンクおよび第２タンクと、第１タンクおよび第２タンクのうち少なくとも第１タンク内の燃料を燃料消費部に向けて供給するポンプと、第２タンク内の燃料を第１タンク内へと移送する移送ポンプと、を備える。
そして、本発明は、第１タンク内に連通する入口、および第２タンク内に連通する出口を有する燃料通路を備え、燃料通路は、航空機の主翼の上反角に基づいて、入口から出口へと向かう勾配を有し、燃料通路を通じて、第１タンク内の燃料を第２タンク内へとオーバーフローさせることを特徴とする。
ここで、本発明の燃料システムでは、第１タンク内の燃料の量が所定の貯留量を超えると、燃料通路を通じて第１タンク内の燃料が第２タンク内へとオーバーフローし、第２タンク内の燃料が減少したために第２タンクから第１タンクへの燃料の移送が終了することに続いて、第１タンクから第２タンクへの燃料のオーバーフローが停止する。
本発明におけるオーバーフローの形態として、重力により燃料をオーバーフローさせることができる。

本発明の燃料システムでは、燃料をオーバーフローさせるために、移送される燃料の量が燃料の消費量を上回る能力で移送ポンプを作動させる。そうすると、第１タンク内には、燃料消費部に消費されるために減少する分以上の燃料が補充されるので、第１タンク内の燃料は満タンの貯留量を維持し、その満タン貯留量を超える分は、燃料通路を通じて第２タンク内へとオーバーフローする。
さらに、燃料消費が進行し、第２タンク内の燃料が尽きるか、移送ポンプにより燃料を汲み上げられなくなると、燃料の移送が終了し、これに続いてオーバーフローが停止する。これ以降は、第１タンク内の燃料が消費される。

以上により、本発明は、第２タンクから第１タンクに向けて燃料を移送し、少なくとも第１タンク内の燃料を燃料消費部に供給する構成において、第１タンクから第２タンクに向けて燃料をオーバーフローさせる構成を採用することにより、第２タンク内の燃料量を先に減少させることを実現する。
同様のことを他の構成によっても実現できるが、電磁弁や電動ポンプ、制御装置などが必要となり、電磁弁および電動ポンプと電気的に接続された複雑な制御システムを構築する必要があるので、必要機器の多さに起因して重量、コストが増加する。
これに対して、本発明の燃料システムでは、燃料の消費量、移送量、およびオーバーフロー量に基づいて、各タンク内の燃料量が自律的に定まるので、制御を必要とせず、単純なオーバーフロー機構に基づく簡素な構成により、第１タンク内の燃料量よりも第２タンク内の燃料量を先に減少させることを実現できる。

さらに、燃料通路を通じたオーバーフローは、タンク内への給油効率の向上にも役立つ。
例えば、第１タンクおよび第２タンクの各々に設けられた給油口から所定の給油速度で給油する。このとき、第２タンクよりも先に第１タンクが満タンとなっても、第１タンクへの給油を継続する。それによって第１タンクから第２タンクへのオーバーフローが生じると、第２タンクへは、給油口から給油される燃料に加えて、燃料通路を通じて流入する燃料も流入する。これにより、第２タンク内への給油を迅速に行えるので、給油を短時間で終えることができる。

本発明の燃料システムは、第１タンクは、左右の主翼の先端部同士を結ぶ方向において第２タンクよりも外側に位置することが好ましい。
航空機の主翼から胴体にかけて設けられる燃料システムには、上反角に基づく下り勾配に従って、燃料を重力でーオーバーフローさせる燃料通路を容易に設けることができる。

本発明の燃料システムでは、移送ポンプは、第１タンクおよび第２タンクの各々の燃料量に基づく制御を必要としないものであることが好ましい。
そのような移送ポンプの中でも特に、ジェットポンプが好ましい。
かかる移送ポンプを移送開始から終了までの間作動させれば、オーバーフローの作用により、燃料移送量の制御を必要とすることなく、第２タンク内の燃料を先に消費する目的が遂げられる。
また、移送ポンプとしてジェットポンプを用いると、安価である上、可動部がないために故障の可能性が低くなるので、信頼性向上にも繋げることができる。しかも、電動ポンプを用いる場合と比べて、燃費向上にも寄与できる。

本発明の燃料システムでは、第１タンクおよび第２タンクの少なくとも一方には、外気に通じる通気口が設けられ、第１タンクおよび第２タンクの一方は、燃料通路を介して、他方に設けられた通気口に連通することが好ましい。
燃料通路は、燃料が流れていないときは通気路として機能する。このため、燃料通路を通じて、一方のタンクが他方のタンクに設けられた通気口にも連通するので、通気系統の冗長性を確保することができる。

本発明の燃料システムでは、航空機は、スキンおよびスキンを補強する複数のストリンガを備え、燃料通路は、スキンと、隣り合うストリンガと、隣り合うストリンガの間を覆うカバー部材との内側に形成されることが好ましい。
本発明の燃料通路は、単純に燃料を流す以外の機能を必要とせず、途中に燃料バルブなどを設ける必要がない。このため、通常の配管ではなく、既存のストリンガを燃料通路に利用することができる。

ところで、航空機が地上に駐機中、あるいは上空で巡航中であれば、上反角に基づいて第１タンク内のガス溜まりが第１タンク内の主翼端部側に位置する。この状態では、第１タンク内の燃料を満タン量に保ちながら、燃料通路により燃料を重力により第２タンクへとオーバーフローさせることができる。これは、本発明が意図するオーバーフローである。
これに対して、主翼が上反角および後退角を有する航空機の姿勢が、所定の上昇角度範囲内にあるときには、第１タンク内でガス溜まりが主翼端部側から他の場所へと移動したことで燃料通路の入口が燃料に浸かり、入口よりも下方に位置する出口に向けて燃料がオーバーフローする。これは、航空機が地上や上空で水平の姿勢とされていたり、所定の上昇角度範囲外の角度とされる状態では予定されない、意図せぬオーバーフローにあたる。

この意図せぬオーバーフローを防ぐために、主翼が上反角および後退角を有する航空機においては、航空機の姿勢が所定の上昇角度範囲内にあるときには、燃料通路の出口が、第１タンク内の燃料の液面よりも上方に位置することが好ましい。
燃料通路の出口が、意図せぬオーバーフローの発生が懸念される所定の上昇角度範囲内では常時、第２タンク内で、第１タンク内の液面よりも上方に開放されていると、燃料通路の入口が燃料に浸かっても、意図せぬオーバーフローが生じない。
意図せぬオーバーフローを防ぐことにより、機体の重心管理への影響を避けられるとともに、各タンク内の残燃料量が燃料消費に基づく想定通りに推移するので、タンク内の燃料量に関してパイロットに無用な混乱を生じさせない。

意図せぬオーバーフローを防ぐために、燃料通路の出口を第２タンク内で第１タンク内の燃料の液面よりも上方に開放させる他、燃料通路の出口の近傍に、航空機の姿勢が所定の上昇角度範囲内にあるときには、第１タンク内の燃料の液面よりも上方に位置する液面上方部を設けることも好ましい。液面上方部には、サイフォン現象を回避するための通気孔を形成する。
この場合、燃料通路の出口を液面上方部よりも下方に、第２タンク内の燃料の液面に近づけて配置することができる。そうすると、出口から第２タンク内の燃料の液面までの落差を小さくすることができるので、出口から流出した燃料が液面に打ち付けられて静電気が発生することを避けることができる。

以上で挙げた燃料システムは、航空機に好適に搭載することができる。

本発明の燃料システムによれば、第２タンク内に貯留される燃料の量を第１タンク内に貯留される燃料の量よりも先に減少させる構成を少ない部材で簡素に構成することができる。

本発明の実施形態に係る燃料システムが搭載された航空機を模式的に示す平面図である。 主翼を構成する部材を模式的に示す斜視図である。 インナータンクおよびアウタータンクに設けられる燃料通路、ポンプ、通気口等を模式的に示す平面図である。 機体前方から模式的に表したインナータンクおよびアウタータンクの断面図である。 燃料消費の一例を示す図である。 燃料通路を配管により構成する例を示す図である。 意図せぬオーバーフローを説明するための図である。 （ａ）は、本発明の第１変形例を示す模式図であり、（ｂ）は、本発明の第２変形例を示す模式図である。 本発明の第２変形例に係る具体的構成を示す図である。 第２変形例で用いるチューブを示す図である。 １つのメインタンクと２つのサブタンクとを備える燃料システムを示す図である。 ３つのタンクを備える燃料システムを示す図である。 本発明の変形例に係る燃料システムを示す図である。 従来の燃料システムを示す図である。

〔実施形態〕
以下、添付図面を参照しながら、本発明に係る実施形態を説明する。
図１に示す航空機１は、胴体２と、胴体２から左右に延びる一対の主翼３，３とを備える。
主翼３は、主翼３の前縁３Ｆに沿ったスパー４（図２）と、主翼３の後縁３Ｒに沿ったスパー５（図２）と、主翼３の表裏の外表面をなし、スパー４，５と共にボックス状に組み立てられるスキン６とを備える。
スキン６は、図２に示す複数のストリンガ７によって補強される。また、主翼３の表裏のスキン６，６の間には、ストリンガ７と交差する方向に沿って複数のリブ８が設けられる。リブ８は、スパー４，５を連結するとともに、スキン６，６を支持する。リブ８の上端および下端には、スキン６に突設されたストリンガ７を収容する切欠８１（図９）が形成される。

スパー４，５、スキン６，６、複数のストリンガ７、および複数のリブ８を含んでウィングボックスＷが構成される。ウィングボックスＷは、主翼３，３の長さ方向のほぼ全体、および胴体２に亘り延在する。
ウィングボックスＷの内部は、燃料（燃料油）を貯留する燃料タンクとして用いられる。ウィングボックスＷは、主翼３，３の各々に位置するアウタータンク３０，３０（第１タンク）と、胴体２に位置するインナータンク４０（第２タンク）とを備えている。左右の主翼３，３の先端部同士を結ぶ方向において、アウタータンク３０，３０はインナータンク４０よりも外側に位置している。アウタータンク３０，３０およびインナータンク４０は互いに仕切られており、個別に燃料を貯留する。
なお、ウィングボックスＷは、サージタンクなどの他のタンクも備えるが、図示および説明を省略する。

アウタータンク３０およびインナータンク４０の各々の内部にはリブ８が存在するが、リブ８の切欠８１を通じて燃料が往来可能であるために、タンク３０，４０の各々の内部は、一続きの貯留空間とされている。
なお、インナータンク４０は、胴体２から主翼３，３の付け根部に亘って設けることもできる。

航空機１には、アウタータンク３０，３０およびインナータンク４０を備えた燃料システム１０が搭載される。
図３および図４を参照し、燃料システム１０の構成について説明する。航空機１は、胴体２を貫く前後軸Ａ（図１）に対して左右対称に構成されるため、左側のアウタータンク３０およびインナータンク４０の左半分のみを図示して説明する。右側のアウタータンク３０も、左側のアウタータンク３０と同様に構成されている。

アウタータンク３０は、インナータンク４０よりも優先的に給油される航空機１のメインタンクとされている。
アウタータンク３０には、航空機１の図示しないエンジン（燃料消費部）に向けて燃料を供給する燃料供給ポンプ３１と、外気に通じる２つの通気口３２，３２と、アウタータンク３０内に燃料を給油するときに用いる給油口３４とが設けられている。
燃料供給ポンプ３１は、アウタータンク３０内の燃料が流出する流出口に接続された図示しない配管に接続されており、その配管を介してエンジンに向けて燃料を圧送する。
通気口３２，３２の各々は、ストリンガ７，７を利用した図示しない通気経路に接続されており、それぞれの通気経路の一端をなす。通気経路の他端は、アウタータンク３０内に開口している。
アウタータンク３０の通気口３２，３２、および、以下で示すインナータンク４０の通気口４２は、タンク内圧と外気圧との差圧によってタンクに過大な圧力が加わることを防ぐために、各タンクの内圧と外気圧とのバランスを図る。また、タンク内の燃料が消費された分だけ、通気口を介してタンク内に外気を導入することで、タンク内が負圧になるのを避けて燃料供給を維持する。

インナータンク４０は、短距離の航行時には空の状態とされることもあるサブタンクである。インナータンク４０には、外気に通じる通気口４２と、インナータンク４０内に燃料を給油するときに用いる給油口４４とが設けられている。
通気口４２は、実際には、ストリンガ７，７を利用した図示しない通気経路に接続されており、その通気経路の一端をなす。通気経路の他端は、インナータンク４０内に開口している。

インナータンク４０内の燃料は、インタータンク４０とアウタータンク３０とを繋ぐ移送管２７を介してアウタータンク３０へと移送される。移送管２７には、インナータンク４０からアウタータンク３０へと燃料を移送する移送ポンプ２３が接続されている。移送ポンプ２３や、上述の燃料供給ポンプ３１は、必要に応じて図示しないバルブと共に設けられる。

移送ポンプ２３には、電動ポンプを含む各種のポンプを用いることができるが、特に、流体ポンプ（ジェットポンプ）を用いることが好ましい。
移送管２７および移送ポンプ２３は、インナータンク４０の右側にも設けられており、インナータンク４０内の燃料は、移送先である左右のアウタータンク３０，３０の各々の燃料供給ポンプ３１によってエンジンに供給される。

本実施形態の移送ポンプ２３は、図３に示すように、吸引管２４を有するジェットポンプ２３１と、ポンプ２３２とを備える。なお、吸引管２４は、図３の紙面に直交するように紙面の奥側に延びているが、図示の都合上、平面図である図３に表している。
ジェットポンプ２３１は、ポンプ２３２により圧送され所定の速度を有する燃料が通過することにより、吸引管２４からインナータンク４０内の燃料を吸引し、移送管２７を通じてアウタータンク３０内へと吐出する。
なお、ジェットポンプ２３１とは、よく知られているように、高圧流体が加速により減圧されることで外部の流体を吸引し、その後、ディフューザによって減速昇圧する流体ポンプである。
吸引管２４の下端は、航空機１が航行中に通常とりうる姿勢のときに、インナータンク４０内の下方に位置する（図４参照）。
また、燃料供給ポンプ３１が配管を介して接続されるアウタータンク３０内の流出口も、航空機１が航行中に通常とりうる姿勢のときに、アウタータンク３０内の下方に位置する。
航空機１の航行中、インナータンク４０内の燃料の液面が下がり、吸引管２４を通じて燃料が汲み出せなくなるまで、移送ポンプ２３によってインナータンク４０内の燃料をアウタータンク３０内へと移送しながら、アウタータンク３０内の燃料を燃料供給ポンプ３１によってエンジンに供給する。

ここで、主翼３に設けられるアウタータンク３０内の燃料は、燃料の重力に対抗する揚力を受ける主翼３によって効率よく支えられる。
一方、胴体２に設けられるインナータンク４０内の燃料は、インナータンク４０と離れた場所にある主翼３が受ける揚力によって支えられる。このため胴体２から主翼３にわたり、インナータンク４０内の燃料を支えるだけの強度が求められる。強度を増すことは機体構造重量の増加につながり、ひいては燃費の悪化を招く。
したがって、本実施形態では、アウタータンク３０内に多くの燃料を保持し、インナータンク４０内の燃料の量をアウタータンク３０内の燃料量よりも先に減少させるべく、移送ポンプ２３によりインナータンク４０からアウタータンク３０へと燃料を移送し、移送先のアウタータンク３０から燃料をエンジンに向けて供給するようにしている。

さて、燃料システム１０は、上記の如く、インナータンク４０からアウタータンク３０へと燃料を移送する方式を採るととともに、アウタータンク３０内の燃料をインナータンク４０内へとオーバーフローさせる燃料通路２０を備える点に主な特徴を有する。
燃料通路２０は、図３に示すように、アウタータンク３０内に連通する入口２１と、インナータンク４０内に連通する出口２２とを備えている。
入口２１は、主翼３の先端側でアウタータンク３０内に開口している。燃料通路２０は、入口２１から出口２２まで前縁３Ｆにほぼ沿って延びている。
ここで、図４に示すように、主翼３は胴体２に対して上反角θ１を有する。この上反角θ１に基づいて、燃料通路２０は、入口２１から、それよりも低い出口２２まで連続した下り勾配を有する。燃料通路２０の入口２１がアウタータンク３０内の燃料（Ｆで図示）に浸かっていると、燃料が入口２１から燃料通路２０に流入し、下り勾配に従って出口２２へと流れ、出口２２からインナータンク４０内へと流れ落ちる。
したがって、入口２１が浸かる直前のアウタータンク３０内の燃料の量が、アウタータンク３０の満タンの貯留量となる。

燃料通路２０は、図２（ｂ）に示すように、スキン６と、隣り合うストリンガ７，７と、それらのストリンガ７，７の間を覆うカバー部材２５の内側に形成されている。
カバー部材２５は、隣り合うストリンガ７，７の間に対応する幅の矩形状の板である。カバー部材２５は、スキン６の裏面から突出するストリンガ７，７の各々の先端部に溶接、圧接、接着などの任意の方法によって固定される。ストリンガ７，７の断面形状は問わない。
リブ８の切欠８１（図９）のうち少なくとも１つは、燃料通路２０が貫通する大きさである。カバー部材２５は、この切欠８１を通じてリブ８を貫き、入口２１から出口２２にわたり延在する。
カバー部材２５により、入口２１から出口２２までの長さに亘ってストリンガ７，７間の通路７７がタンク３０，４０内の貯留空間とは区画される。この通路７７が燃料通路２０として用いられる。

次に、燃料通路２０を備えた本実施形態の作用について、燃料消費、給油、および通気の冗長性の各々の観点から説明する。
（燃料消費）
図５に各タンク内の燃料量を示しながら、燃料消費の一例について説明する。
航行前の給油により、アウタータンク３０およびインナータンク４０には、航行する距離に応じた所定量の燃料が貯留される。
その後、航行を開始してから所定時間だけ経過後、図５（ａ）に示すように、アウタータンク３０およびインナータンク４０の両方に燃料が残存しているものとする。
このとき、エンジンの駆動のために消費される燃料の量がよほど多くない限りは、移送ポンプ２３により移送される燃料の量が燃料の消費量を上回る能力で移送ポンプ２３を継続して作動させる。そうすると、アウタータンク３０内には、エンジンの駆動に消費されるために減少する分以上の燃料が補充されるので、アウタータンク３０は満タンの貯留量を維持し、その満タン貯留量を超える分は、燃料通路２０を通じてインナータンク４０内へと重力でオーバーフローする。入口２１が燃料に浸かっている間は、燃料が継続してオーバーフローする。

航行を続けることによって燃料消費が進行すると、図５（ｂ）に示すように、インナータンク４０内の燃料量が吸引管２４の下端を下回り、移送ポンプ２３で燃料を汲み上げることができないので、この時点で燃料の移送を終える。
これに続いて、燃料通路２０の入口２１が燃料に浸かった状態を脱すると、燃料通路２０を通じた燃料のオーバーフローが停止する。これ以降は、アウタータンク３０とインナータンク４０との間を燃料が行き来することなく、アウタータンク３０内の燃料を消費し、航行を終了する。

（給油〕
燃料通路２０によるオーバーフローは、タンクへの給油時にも利用される。
図３に示すように、給油口３４からアウタータンク３０内へと、また、給油口４４からインナータンク４０内へと燃料を給油する。ここで、アウタータンク３０内が満タンとなっても給油口３４からのアウタータンク３０内への給油を継続することにより、燃料通路２０を通じて燃料をインナータンク４０にオーバーフローさせる。そうすると、インナータンク４０内には、給油口４４から給油される燃料と、燃料通路２０を介して流れ込む燃料とが流入する。そのため、インナータンク４０内への給油が短時間で完了する。

（通気の冗長性）
図３を参照し、タンク内外の通気の冗長性について説明する。
燃料通路２０内を燃料が流れていないとき、燃料通路２０を介してタンク３０，４０内の気体が往来可能となるので、燃料通路２０は通気路としても用いられる。このときは、各タンク３０，４０が互いに、燃料通路２０を介して相手のタンクの通気口に連通する。
そうすると、アウタータンク３０では、外部との通気のために、通気口３２，３２を含む通気系統に加えて、燃料通路２０を介してインナータンク４０の通気口４２に連通する通気系統も利用可能となる。
また、インナータンク４０では、外部との通気のために、通気口４２を含む通気系統に加えて、燃料通路２０を介してアウタータンク３０の通気口３２に連通する通気系統をも利用可能となる。
したがって、いずれかの通気系統が何らかの要因によって詰まったとしても、他の通気系統により、各タンクの通気が確保される。

例えば、インナータンク４０の通気口４２を含む通気系統が何らかの要因により詰まったとしても、燃料通路２０を介してアウタータンク３０の通気口３２に連通する通気系統により、外部との通気が行われる。
また、アウタータンク３０の通気口３２，３２が両方とも詰まったとしても、燃料通路２０を介してインナータンク４０の通気口４２に連通する通気系統により、外部との通気が行われる。
以上のように、アウタータンク３０およびインナータンク４０に個別に設けられた通気系統とは別に、燃料通路２０を介した通気系統を付加することで、通気系統の冗長性が確保される。

以上の説明に基づいて、本実施形態の燃料システム１０による効果を説明する。
先ず、燃料消費の観点から見た効果を説明する。
本実施形態の燃料システム１０では、上述のように、インナータンク４０からアウタータンク３０に向けて燃料を移送し、アウタータンク３０内の燃料をエンジンに供給する構成において、アウタータンク３０からインナータンク４０に向けて燃料を重力でオーバーフローさせる構成を採用することにより、インナータンク４０内の燃料量を先に減少させることを実現する。
ここで、同じことを実現するために、例えば、アウタータンク３０内の燃料量に基づいて移送ポンプ２３による移送量を制御することが考えられる（以下、前者）。また、図１４（ａ）に示す構成と同様に、アウタータンク３０およびインナータンク４０の両方に燃料供給ポンプ１８を設け、各タンク３０，４０内の燃料量に基づいて、それぞれの燃料供給ポンプによる圧送量を制御することも考えられる（以下、後者）。

しかし、前者の場合は、移送ポンプ２３およびその関連機器として、電磁弁、電動ポンプ、および制御装置、さらには、電動機および表示装置などを必要とし、電磁弁および電動ポンプと電気的に接続された複雑な制御システムを構築する必要がある。また、タンク内の燃料量を検知するセンサも必要となる。そうなると、必要機器の多さに起因して重量、コストが増加する上、制御装置の開発期間を要する。
後者の場合でも、燃料供給ポンプ３１およびその関連機器として、電磁弁、電動ポンプ、および制御装置、さらには電動機および表示装置などを必要とし、電磁弁および電動ポンプと電気的に接続された複雑な制御システムを構築する必要があり、タンク内の燃料量を検知するセンサも必要となる。しかも、各タンクに専用の燃料供給ポンプが必要となる。そうなると、前者同様、必要機器の多さに起因して重量、コストが増加する上、制御装置の開発期間を要する。特に、エンジンに向けて燃料を圧送する大型のポンプをタンク毎に設けることが、重量およびコストを大きく押し上げる。

上記の構成に対して、本実施形態では、制御を必要とせず、タンク間で移送ポンプ２３により燃料を移送させながら、移送元のタンクへと燃料をオーバーフローさせるだけで足りるので、機構を単純化できる。本実施形態の燃料システム１０が必要とする部材は、タンク３０，４０の他は、移送ポンプ２３と、燃料をオーバーフローさせるための燃料通路２０のみである。この燃料システム１０によれば、燃料の消費量、移送量、およびオーバーフロー量に基づいて、各タンク３０，４０内の燃料量が自律的に定まるので、アウタータンク３０よりもインナータンク４０内の燃料量を先に減少させることを簡素な構成によって実現できる。
したがって、重量低減により燃費向上に寄与できるとともに、製造コストを抑えることができ、しかも、構成が簡素であるために故障の可能性が低くなるので、信頼性をも向上させることができる。

また、本実施形態の燃料システム１０では、移送ポンプ２３としてジェットポンプを採用できる。このジェットポンプを移送開始から終了までの間、所定の能力で作動させれば、オーバーフローの作用により、燃料移送量の制御を必要とすることなく、インナータンク４０内の燃料を先に消費する目的が遂げられる。
しかも、移送ポンプ２３としてジェットポンプを用いると、可動部がないために故障の可能性が低くなるので、信頼性向上にも繋げることができる。さらに、電動ポンプを用いる場合と比べて、燃費向上にも寄与できる。

燃料通路２０は、図６に示すように、筒状の配管２６によって構成しても勿論よいが、本実施形態のように、ストリンガ７，７の間をカバー部材２５で覆い、ストリンガ７，７の間に形成される通路７７を燃料通路２０として利用するのが好ましい。
ここで、本実施形態の燃料システム１０は、入口２１から流入した燃料が出口２２に向けて流れる燃料通路２０を備えれば足り、その途中に燃料バルブなどの機器を設ける必要がない。
このように、燃料を単純に流す以外の機能を燃料通路２０が必要としないことに基づいて、ストリンガ７，７の間の通路７７を燃料通路２０とする形態を採用可能となる。これについて以下、説明する。
例えば、燃料バルブなどを設けるとすると、燃料バルブを介在させて配管同士を漏洩なく接続するために、図６に示すように断面が円形状の配管２６を用いることとなる。この配管２６をウィングボックスＷ内に配置するためには、リブ８に配管２６を通すための孔を開ける必要があり、その孔の周りの補強が必要となるので重量増加に繋がる。また、小型機の場合は、構造自体が小さいためにリブ８に開けられる孔面積にも限りがあるので、配管２６を通せないこともあり得る。
翻って、燃料バルブなどを設けないとすると、燃料通路の断面形状を任意の形態とすることができるので、既存のストリンガ７，７を活用した形態を採用可能となる。この場合、リブ８に孔をあける必要がなく、重量増も抑えられる。また、既存構造の活用により、燃料通路２０を設けるために必要な場所を空ける必要がないので、特に、装備品の艤装スペースに制約が多い中型・小型の航空機においてメリットが大きい。

次に、給油の観点から見た効果について説明する。
定期的に運行する航空機では、着陸してから離陸までの所要時間であるターンアラウンドタイムの短縮が重要であり、ターンアラウンドタイムにおける給油時間の占める割合が大きいため、給油時間は極力短いことが望まれている。
ここで、給油口からタンクへの給油速度は、安全確保のため、燃料流れによる静電気帯電を抑制できる速度に上限が定められる。ここで、給油口の数や給油口の開口径を増加させれば給油時間を短縮できるが、重量増に繋がり、また艤装スペースに制約があることから、出来れば避けたい。
そこで、上述のように、燃料通路２０によるオーバーフローを利用することで、給油を短時間で終えることができる。

例えば、給油口３４，４４の各々から１ｍ／ｓでタンク３０，４０内へと給油を行いながら、アウタータンク３０内が満タンとなっても給油口３４からのアウタータンク３０内への給油を継続し、燃料通路２０を通じて燃料をインナータンク４０にオーバーフローさせる。インナータンク４０内の燃料量をアウタータンク３０内の燃料量よりも先に減少させることにより、アウタータンク３０内にインナータンク４０内よりも多くの燃料が残存していると、比較的早期にオーバーフローが生じる。
オーバーフローが生じると、インナータンク４０内には、給油口４４から給油される燃料と、燃料通路２０を介して流れ込む燃料とによって、２ｍ／ｓの給油速度で燃料が貯留される。その結果、アウタータンク３０およびインナータンク４０の各々に所定量の燃料を短時間で給油することができる。
同様の効果は、アウタータンク３０からインナータンク４０へと燃料を移送するポンプを設けることによっても実現できるが、オーバーフローを利用することにより、単純で信頼性の高い方法で給油時間を短縮できるところに本実施形態の価値がある。

次に、通気の観点から見た効果について説明する。
燃料通路２０は、燃料が流れていないときは通気路として機能する。したがって、上述したように、燃料通路２０を通じて一方のタンクが他方のタンクに設けられた通気口にも連通するので、通気系統の冗長性を確保することができる。
このため、通気系統が詰まり、外気との差圧によって過大な圧力がタンクに加わることをより確実に避けられる。特に、本実施形態のようにウィングボックスＷをそのまま燃料タンクとして用いるインテグラル構造においては、構造の破壊に繋がる過加圧を回避できる意義が大きい。
ここで、冗長性を確保するために、１つの通気口あたり複数のフロートバルブを設けることも行われるが、燃料通路２０を通気路として用いることで、フロートバルブの数を削減することもできる。これによって重量減にも繋げられる。
要求される冗長性のレベルに応じて、フロートバルブの数や、通気口の数を適宜定めてよい。燃料通路２０により連通される両タンク３０，４０のうち少なくとも一方のタンク３０（または４０）に通気口が設けられていれば、他方のタンク４０（または３０）には通気口を設けなくても外部との通気系統が確保される。

以下、航空機１の姿勢が変化したときのオーバーフローについて検討する。
航空機１が地上に駐機中、あるいは上空で巡航中であれば、図４に示すように、上反角θ１に基づいて、アウタータンク３０内のガス溜まりＧがアウタータンク３０内の翼端側に位置する。ガス溜まりＧは、アウタータンク３０の翼端側の通気口３２（図３）に通じている。
この状態では、アウタータンク３０内の燃料を満タン量に保ちながら、燃料通路２０により燃料をインナータンク４０へとオーバーフローさせることができる。これは、意図するオーバーフローである。
これに対して、主翼３が上反角θ１および後退角θ２を有する航空機１が、ある程度の機首上げ姿勢であって、所定の上昇角度範囲内にあるときには、アウタータンク３０内でガス溜まりＧが翼端側から他の場所へと移動したことで燃料通路２０の入口２１が燃料に浸かり、入口２１よりも下方に位置する出口２２に向けて燃料が重力によりオーバーフローする。これは、航空機１が地上や上空でほぼ水平の姿勢とされる状態では予定されない、意図せぬオーバーフローにあたる。

図７（ａ）は、意図せぬオーバーフローが生じる様子を示す。図７（ａ）は、図７（ｂ）に示すように、機首を上げた状態の航空機１を後方から前方へと向けて見たときの燃料システム１０を示す。
意図せぬオーバーフローは、アウタータンク３０内の燃料が満タン量でなくても生じる。意図するオーバーフローが、満タン量を超える余剰の燃料のみをオーバーフローさせるのに対して、意図せぬオーバーフローは、アウタータンク３０の燃料量が満タン量以下であっても、アウタータンク３０からインナータンク４０へと燃料を移動させてしまう。
意図せぬオーバーフローがひとたび生じると、サイフォンの原理により、燃料通路２０の入口２１または出口２２がアウタータンク３０の燃料の液面下から脱するまで、オーバーフローが継続される（一点鎖線で図示した液面参照）。

主翼３が上反角θ１および後退角θ２を有する航空機１においては、上記のような意図せぬオーバーフローを防ぐ必要がある。
そこで、図８（ａ）に示す第１変形例のように、燃料通路２０の出口２２を曲げることにより、航空機１の姿勢が所定の上昇角度範囲内にあるときには、アウタータンク３０内の燃料の液面３０Ｓよりも上方に位置するように出口２２の位置を設定する。出口２２は、インナータンク４０内の前方でかつ上方に設定される。
こうすると、燃料通路２０の出口２２が、意図せぬオーバーフローの発生が懸念される所定の上昇角度範囲内では常時、インナータンク４０内で、アウタータンク３０内の液面３０Ｓよりも上方に開放されるので、燃料通路２０の入口２１が燃料に浸かっても意図せぬオーバーフローが生じない。アウタータンク３０およびインナータンク４０内の燃料量は、燃料消費に基づく想定通りに推移する。

意図せぬオーバーフローを防ぐことにより、機体の重心管理への影響を避けられる。
また、意図せぬオーバーフローが生じると、燃料消費量からすれば第１タンクに満タン量が貯留されている筈であるにもかかわらずアウタータンク３０内の燃料が減少するので、燃料量表示を見たパイロットが混乱するおそれがあるが、こうした無用な混乱が生じることも避けられる。

上記で説明した図８（ａ）の構成に代えて、図８（ｂ）に示す第２変形例の構成を採用することもできる。
図８（ｂ）では、燃料通路２０が、出口２２の近傍に液面上方部７２を備える。
液面上方部７２は、航空機１の姿勢が所定の上昇角度範囲内にあるときには、アウタータンク３０内の燃料の液面３０Ｓよりも上方に位置する。液面上方部７２には、通気孔７２１が形成される。
燃料通路２０の出口２２は、液面上方部７２よりも下方に配置される。

図８（ｂ）の構成によると、液面上方部７２の通気孔７２１により、燃料通路２０がアウタータンク３０内の燃料の液面３０Ｓよりも上方で開放されるので、図８（ａ）の構成と同様に、意図せぬオーバーフローを防ぐことができる。
また、図８（ｂ）の形態によると、出口２２自体をアウタータンク３０内の液面３０Ｓよりも上方に配置する必要がないので、出口２２をインナータンク４０内の燃料の液面（図示せず）に近づけることができる。そうすると、出口２２から流出した燃料が液面に打ち付けられて静電気が発生することを避けることができる。

次に、図９および図１０を参照して、図８（ｂ）に示した第２変形例に係る具体的構成について説明する。
図９は、アウタータンク３０およびインナータンク４０の内側、および燃料通路７０の出口近傍を示す斜視図である。なお、スキン６の図示を省略し、スパー４，５、リブ８、および、燃料通路７０を構成する２本のストリンガ７（二点鎖線）を図示している。
アウタータンク３０とインナータンク４０とは、仕切リブ８Ａによって仕切られている。仕切リブ８Ａの切欠８１は板材およびシーラント材によって封止されている。

燃料通路７０は、スキン６、隣り合うストリンガ７，７、およびカバー部材２５の内側に形成された通路７７と、通路７７に接続されるチューブ７８とを備えている。
通路７７の翼端側は、アウタータンク３０内に開口し、燃料通路７０の入口２１（図３）を形成する。通路７７は仕切リブ８Ａを貫通し、インナータンク４０内でチューブ７８と接続される。
チューブ７８は、図１０に示すように、接続部７１と、液面上方部７２と、延長部７３とを備えている。チューブ７８は、接続部７１から、周辺の部材をよけて延出し、液面上方部７２に向けて立ち上がった後、延長部７３において下方へと延びている。

接続部７１は、通路７７に接続される。
液面上方部７２には、小さい通気孔７２１が形成されている。この通気孔７２１は燃料通路７０内にサイフォン現象が生じないように、チューブ７８内にインナータンク４０内の気体を導入する。冗長性を確保するために、２つの通気孔７２１が形成されている。
液面上方部７２は、上述のように、航空機１の所定の上昇角度の範囲内においてアウタータンク３０内の燃料の液面３０Ｓよりも上方に位置する。具体的に、液面上方部７２は、インナータンク４０内において、上方でかつ前方の箇所に設けられる。この箇所は、シミュレーションや演算、試験などによって割り出される。
延長部７３は、インナータンク４０内に開口し、燃料通路７０の出口２２を形成する。 延長部７３は、二股状に分かれており、２つの出口２２を備える。このため、一方の出口２２が詰まったときでも他方の出口２２によって燃料の流れを確保することができる。二以上の出口２２を設けない場合は、燃料の流れの冗長性を他の方法で確保することが好ましい。

ところで、航空機１とは異なり、上反角や後退角を持たない航空機においては、機体の上昇時に、インナータンク４０からアウタータンク３０へと燃料の逆流が生じうる。
その場合には、図８〜図１０を参照して説明した構成と同様に、アウタータンク３０内の燃料の液面３０Ｓよりも上方で燃料通路２０をインナータンク４０内において開放させればよい。例えば、燃料通路２０の出口２２をインナータンク４０内の前方かつ上部に設ければよい。

本発明の燃料システムは、上記に例示した以外にも、種々のタンク構成を採用することができる。
例えば、図１１（ａ）に示す燃料システム９は、メインタンク９０と、第１サブタンク９１および第２サブタンク９２とを備えている。
その他に、燃料システム９は、メインタンク９０内に貯留された燃料をエンジンに向けて供給する燃料供給ポンプ３１と、第１移送ポンプ９３および第２移送ポンプ９４と、第１燃料通路１５１および第２燃料通路１５２とを備えている。

第１移送ポンプ９３は、第１サブタンク９１からメインタンク９０へと燃料を移送する。
第２移送ポンプ９４は、第２サブタンク９２からメインタンク９０へと燃料を移送する。
これらの第１、第２移送ポンプ９３，９４はいずれも流体ポンプとされている。
第１燃料通路１５１は、メインタンク９０に開口する入口２１と、第１サブタンク９１に開口する出口２２とを備えている。
第２燃料通路１５２は、メインタンク９０に開口する入口２１と、第２サブタンク９２に開口する出口２２とを備えている。

燃料システム９は、メインタンク９０および第１サブタンク９１との間に、第１移送ポンプ９３および第１燃料通路１５１を含んで構成される第１燃料系統９Ａと、メインタンク９０および第２サブタンク９２との間に、第２移送ポンプ９４および第２燃料通路１５２を含んで構成される第２燃料系統９Ｂとを備える。
第１燃料系統９Ａでは、第１移送ポンプ９３によって第１サブタンク９１からメインタンク９０へと燃料を移送させながら、第１燃料通路１５１を通じてメインタンク９０から第１サブタンク９１へと燃料をオーバーフローさせる。
第２燃料系統９Ｂでは、第２移送ポンプ９４によって第２サブタンク９２からメインタンク９０へと燃料を移送させながら、第２燃料通路１５２を通じてメインタンク９０から第２サブタンク９２へと燃料をオーバーフローさせる。
これら第１燃料系統９Ａおよび第２燃料系統９Ｂを用いると、第１サブタンク９１および第２サブタンク９２内の燃料がメインタンク９０内の燃料よりも先に消費される。

図１１（ａ）に示す構成では、メインタンク９０に第１サブタンク９１が隣接し、第１サブタンク９１に第２サブタンク９２が隣接しているが、図１１（ｂ）のように、メインタンク９０に第１サブタンク９１および第２サブタンク９２の両方が隣接していてもよい。
図１１（ａ）および（ｂ）に示す構成では、メインタンク９０に対して２つのサブタンク９１，９２が並列に接続されるが、図１２に示すように、直列にタンクが接続される構成を採用することもできる。
図１２に示す燃料システム１１は、タンク１０１、タンク１０２、およびタンク１０３と、タンク１０１内に貯留された燃料をエンジンに向けて供給する燃料供給ポンプ３１と、第１移送ポンプ１８１および第２移送ポンプ１８２と、第１燃料通路１７１および第２燃料通路１７２とを備えている。

第１移送ポンプ１８１は、タンク１０２からタンク１０１へと燃料を移送する。
第２移送ポンプ１８２は、タンク１０３からタンク１０２へと燃料を移送する。
第１燃料通路１７１は、タンク１０１に開口する入口２１と、タンク１０２に開口する出口２２とを備えている。
第２燃料通路１７２は、タンク１０２に開口する入口２１と、タンク１０３に開口する出口２２とを備えている。

燃料システム１１は、タンク１０１およびタンク１０２との間に、第１移送ポンプ１８１および第１燃料通路１７１を含んで構成される第１燃料系統１１Ａと、タンク１０２およびタンク１０３との間に、第２移送ポンプ１８２および第２燃料通路１７２を含んで構成される第２燃料系統１１Ｂとを備える。
第１燃料系統１１Ａでは、燃料通路１７１の入口２１が位置するタンク１０１が第１タンクに相当し、燃料通路１７１の出口２２が位置するタンク１０２が第２タンクに相当する。
第２燃料系統１１Ｂでは、燃料通路１７２の入口２１が位置するタンク１０２が第１タンクに相当し、燃料通路１７２の出口２２が位置するタンク１０３が第２タンクに相当する。

これら第１燃料系統１１Ａおよび第２燃料系統１１Ｂが用いられると、タンク１０３、タンク１０２、およびタンク１０１の順に、燃料を消費することができる。

本発明の燃料システムは、第２タンク内の燃料を第１タンク内の燃料よりも先に消費する。したがって、エンジンに向けて、少なくとも第１タンク内の燃料を供給できるように、第１タンク内の燃料をエンジンに向けて供給する燃料供給ポンプを備えていればよい。
但し、第１タンク内の燃料をエンジンに向けて供給する燃料供給ポンプに加えて、第２タンク内の燃料をエンジンに向けて供給する燃料供給ポンプを備える構成をも、本発明は許容する。

本発明における燃料通路の形態は、第１タンクから第２タンクに向けて燃料をオーバーフローさせることができる限り、任意に構成できる。例えば、図１３に示すように、第１タンク１３１に開口する入口２１と、第２タンク１３２に開口する出口２２とを有するとともに、鉛直方向に沿って延びる燃料通路１６０を採用することもできる。このとき、入口２１および出口２２の落差Ｈに基づく重力により、第１タンク１３１内の燃料が第２タンク１３２内へとオーバーフローする。

本発明の燃料システムは、航空機に限らず、船舶などの輸送機械にも適用できる。また、エンジン発電機を備える電源システムなどにも適用できる。
上記に例示した以外にも、本発明の主旨を逸脱しない限り、上記実施形態で挙げた構成を取捨選択したり、他の構成に適宜変更することが可能である。

１ 航空機
２ 胴体
３ 主翼
３Ｆ 前縁
３Ｒ 後縁
４，５ スパー
６ スキン
７ ストリンガ
８ リブ
８Ａ 仕切リブ
９，１１ 燃料システム
９Ａ，９Ｂ，１１Ａ，１１Ｂ 燃料系統
１０ 燃料システム
２０ 燃料通路
２１ 入口
２２ 出口
２３ 移送ポンプ
２３１ エジェクタ
２３２ ポンプ
２４ 吸引管
２５ カバー部材
２６ 配管
２７ 移送管
３０ アウタータンク（第１タンク）
３０Ｓ 液面
３１ 燃料供給ポンプ
３２ 通気口
３４ 給油口
４０ インナータンク（第２タンク）
４２ 通気口
４４ 給油口
７０ 燃料通路
７１ 接続部
７２ 液面上方部
７３ 延長部
７７ 通路
７８ チューブ
８１ 切欠
９０ メインタンク（第１タンク）
９１ 第１サブタンク（第２タンク）
９２ 第２サブタンク（第２タンク）
９３ 第１移送ポンプ
９４ 第２移送ポンプ
１０１ 第１タンク
１０２ 第２タンク
１０３ 第３タンク
１３１ メインタンク（第１タンク）
１３２ サブタンク（第２タンク）
１５１ 第１燃料通路
１５２ 第２燃料通路
１６０ 燃料通路
１７１ 第１燃料通路
１７２ 第２燃料通路
１８１ 第１移送ポンプ
１８２ 第２移送ポンプ
７２１ 通気孔
Ａ 前後軸
Ｆ 燃料
Ｇ ガス溜まり
Ｈ 落差
Ｗ ウィングボックス
θ１ 上反角
θ２ 後退角

Claims (10)

1. 航空機に搭載される燃料システムであって、
   燃料をそれぞれ貯留する第１タンクおよび第２タンクと、
   前記第１タンクおよび前記第２タンクのうち少なくとも前記第１タンク内の燃料を燃料消費部に向けて供給するポンプと、
   前記第２タンク内の前記燃料を前記第１タンク内へと移送する移送ポンプと、
   前記第１タンク内に連通する入口、および前記第２タンク内に連通する出口を有する燃料通路と、を備え、
   前記燃料通路は、前記航空機の主翼の上反角に基づいて、前記入口から前記出口へと向かう勾配を有し、
   前記燃料通路を通じて、前記第１タンク内の前記燃料を前記第２タンク内へとオーバーフローさせる、
   ことを特徴とする燃料システム。
2. 前記第１タンク内の前記燃料の量が所定の貯留量を超えると、前記燃料通路を通じて前記第１タンク内の前記燃料が前記第２タンク内へとオーバーフローし、
   前記第２タンク内の前記燃料が減少したために前記第２タンクから前記第１タンクへの前記燃料の移送が終了することに続いて、前記第１タンクから前記第２タンクへの前記燃料のオーバーフローが停止する、
   ことを特徴とする請求項１に記載の燃料システム。
3. 前記第１タンクは、左右の主翼の先端部同士を結ぶ方向において前記第２タンクよりも外側に位置する、
   ことを特徴とする請求項１に記載の燃料システム。
4. 前記移送ポンプは、前記第１タンクおよび前記第２タンクの各々の燃料量に基づく制御を必要としない、
   ことを特徴とする請求項１から３のいずれか一項に記載の燃料システム。
5. 前記移送ポンプは、ジェットポンプである、
   ことを特徴とする請求項４に記載の燃料システム。
6. 前記第１タンクおよび前記第２タンクの少なくとも一方には、外気に通じる通気口が設けられ、
   前記第１タンクおよび前記第２タンクの一方は、前記燃料通路を介して、他方に設けられた前記通気口に連通する、
   ことを特徴とする請求項１から５のいずれか一項に記載の燃料システム。
7. 前記航空機は、スキンおよび前記スキンを補強する複数のストリンガを備え、
   前記燃料通路は、
   前記スキンと、隣り合う前記ストリンガと、隣り合う前記ストリンガの間を覆うカバー部材との内側に形成される、
   ことを特徴とする請求項１から６のいずれか一項に記載の燃料システム。
8. 前記主翼は、上反角および後退角を有し、
   前記燃料通路の前記出口は、
   前記航空機の姿勢が所定の上昇角度範囲内にあるときには、前記第１タンク内の前記燃料の液面よりも上方に位置する、
   ことを特徴とする請求項１から７のいずれか一項に記載の燃料システム。
9. 前記主翼は、上反角および後退角を有し、
   前記燃料通路は、前記出口の近傍に、
   前記航空機の姿勢が所定の上昇角度範囲内にあるときには、前記第１タンク内の前記燃料の液面よりも上方に位置する液面上方部を備え、
   前記液面上方部には通気孔が形成される、
   ことを特徴とする請求項１から７のいずれか一項に記載の燃料システム。
10. 請求項１から９のいずれか一項に記載の燃料システムを備える、
    ことを特徴とする航空機。

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