本文所公開的主題涉及飛機。更具體地，本公開涉及從飛機燃料箱以及在飛機燃料箱之間的燃料流動的管理。

背景技術(shù)：

燃料成本對于諸如航空公司的飛機運營商來說是一大筆經(jīng)營費用，因此運營商不斷地努力減少這些成本。一種可能減少飛機燃料消耗的方法是管理飛機在長途飛行期間的縱向軸線(即，“俯仰”軸線)重心(CG)。

已知的是，在巡航飛行狀態(tài)中，沿飛機的縱向軸線稍微向后定位飛機CG可減小飛機的阻力，由此減少燃料消耗。在將縱向CG稍微向后定位的情況下，水平尾翼升力所造成的負(fù)面影響減小，從而導(dǎo)致由于受減弱水平尾翼升力影響的減小的力矩臂而使飛機迎角(OAA)總體減小。較低OAA減小飛機寄生阻力，由此節(jié)省燃料。沿飛機的偏航和俯仰軸線對飛機CG的控制還通過在飛機的各種燃料箱之間進(jìn)行正確燃料輸送來實現(xiàn)。然而，飛機的俯仰軸線CG對飛機的OAA具有最大的影響。

在計算在巡航飛行期間的期望縱向CG時考慮到了許多因素，諸如乘客和機組人員的數(shù)量和分布，以及物品(諸如貨物、食物、飲用水等)的重量和機載位置。所有這些物品重量連同飛機的無燃料重量或“干”重一起限定飛機的零燃料重量(ZFW)。添加飛行所需機載燃料(FOB)使飛機達(dá)到其最大起飛重量(MTOW)。雖然飛機的ZFW重量在整個飛行期間維持相對恒定，但是隨著燃料被發(fā)動機消耗，MTOW不斷減少，因此使得飛機的縱向CG是動態(tài)的。燃料使用通常導(dǎo)致縱向CG進(jìn)一步向后移動到不期望的位置。

參考圖1，典型長途飛機200在中心主箱202(通常是飛機200最大的箱)中承載它們的FOB。燃料還承載于機翼箱(諸如機翼箱204、206、208)中，并且通過位于燃料箱中的收集器單元214流出，所述收集器單元214直接將燃料供應(yīng)給發(fā)動機。在這個實施方案中，總共有四(4)個發(fā)動機(即，每個機翼有兩(2)個發(fā)動機，如圖2所示)。在一些飛機中，附加燃料可承載于水平尾翼箱210和/或垂直尾翼箱212中。通常首先從中心主箱202、接著從機翼箱204、206、208(從內(nèi)部機翼箱204開始)消耗燃料。在外部機翼箱208中的燃料通常最后消耗，因為在那些箱中的燃料的重量抵消作用于機翼端部的增大翼升力，因此減小巡航飛行狀態(tài)期間機翼端部上的結(jié)構(gòu)應(yīng)力。飛機機翼端部中的燃料緩沖箱216用于允許任何燃料體積變化/從外部機翼箱208溢出。這種燃料體積變化可導(dǎo)致(但不限于)燃料溫度和壓力的變化、周圍空氣溫度和壓力的變化、飛機飛行姿態(tài)(即，轉(zhuǎn)彎期間傾斜、起飛/著陸期間上仰/下傾、由于湍流引起的振動等)變化等。

隨著燃料消耗，燃料通常在中心主箱202與機翼箱204、406、208之間輸送以維持飛機200的橫向配平或平衡。此外，燃料在中心主箱202與水平尾翼箱210之間來回輸送以影響飛機200的CG。將燃料向前輸送到中心主箱202使CG向前移動，而將燃料向后輸送到水平尾翼箱210使CG向后移動。這種燃料輸送通常由飛行機組人員(通常是專門執(zhí)行燃料輸送的人)手動執(zhí)行。當(dāng)CG由于燃料消耗而在飛行期間移動時，飛行機組人員打開泵以輸送燃料，然后在CG移動到期望位置時關(guān)閉泵。這個過程會在整個飛行期間周期性地重復(fù)，從而導(dǎo)致在整個飛行期間，CG相對于飛機的平均空氣動力弦(MAC)不精確地逐步變化。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

在一個實施方案中，一種飛機中的燃料分配的方法包括：選擇飛機的期望縱向重心；以及確定重心位置在飛機飛行操作期間的預(yù)期變化速率。一定體積燃料位于飛機的垂直尾翼的垂直尾翼箱中，并且燃料沿飛機的縱向軸線以預(yù)定輸送速率從垂直尾翼箱向前輸送以抵消重心位置的預(yù)期變化速率，由此將重心維持在所選擇的位置。

可替代地或另外地，在這個或其他實施方案中，將燃料從設(shè)置在飛機的水平尾翼的一個或多個水平尾翼箱輸送到垂直尾翼箱，并且沿縱向軸線以預(yù)定速率將燃料從垂直尾翼箱向前輸送。

可替代地或另外地，在這個或其他實施方案中，沿飛機的縱向軸線將燃料向前輸送到飛機的中心主燃料箱。

可替代地或另外地，在這個或其他實施方案中，將燃料從中心主燃料箱泵送到飛機的一個或多個發(fā)動機。

可替代地或另外地，在這個或其他實施方案中，預(yù)定輸送速率是基于飛機的預(yù)期燃料消耗速率。

可替代地或另外地，在這個或其他實施方案中，預(yù)期燃料消耗速率通過飛機燃料量指示系統(tǒng)中的傳感器確定。

可替代地或另外地，在這個或其他實施方案中，預(yù)期燃料消耗速率是基于所規(guī)劃的飛行航線的預(yù)定燃料消耗速率。

在另一實施方案中，一種用于飛機的內(nèi)部燃料分配系統(tǒng)包括：中心主燃料箱；其位于飛機機身處；垂直尾翼燃料箱，其位于飛機的垂直尾翼處；以及垂直尾翼燃料泵，其沿飛機的縱向軸線在垂直尾翼燃料箱與中心主燃料箱之間泵送燃料。控制器可操作地連接到垂直尾翼燃料泵以控制垂直尾翼燃料泵的操作，以使得燃料以預(yù)定輸送速率在垂直尾翼燃料箱與中心主燃料箱之間流動，以便維持飛機的縱向重心的選擇位置。

可替代地或另外地，在這個或其他實施方案中，兩個或更多個水平尾翼燃料箱定位在飛機的一個或多個水平尾翼處、與垂直尾翼燃料箱選擇性地流體連通。

可替代地或另外地，在這個或其他實施方案中，三通閥可操作地將兩個或更多個水平尾翼燃料箱和垂直尾翼燃料箱連接，以便控制水平尾翼燃料箱與垂直尾翼燃料箱之間的燃料流動。

可替代地或另外地，在這個或其他實施方案中，垂直尾翼燃料泵定位在垂直尾翼燃料箱處，以便在水平尾翼燃料箱與垂直尾翼燃料箱之間來泵送燃料流。

可替代地或另外地，在這個或其他實施方案中，垂直尾翼燃料泵被配置成沿飛機的縱向軸線將燃料從垂直尾翼燃料箱向前泵送到中心主燃料箱。

可替代地或另外地，在這個或其他實施方案中，預(yù)定輸送速率是基于飛機的預(yù)期燃料消耗速率。

可替代地或另外地，在這個或其他實施方案中，預(yù)期燃料消耗速率通過飛機燃料量指示系統(tǒng)中的傳感器確定。

可替代地或另外地，在這個或其他實施方案中，預(yù)期燃料消耗速率是基于所規(guī)劃的飛行航線的預(yù)定燃料消耗速率。

在另一實施方案中，一種飛機包括：機身，其沿飛機的縱向軸線延伸；兩個機翼，所述兩個機翼從機身橫向延伸；尾翼，其從機身的尾部部分基本上垂直地延伸；一個或多個發(fā)動機，所述一個或多個發(fā)動機可操作地連接到飛機以提供對飛機的推力；以及燃料分配系統(tǒng)，其將燃料提供到一個或多個發(fā)動機。所述燃料分配系統(tǒng)包括位于機身處的中心主燃料箱、位于垂直尾翼處的尾翼燃料箱、以及沿飛機的縱向軸線在垂直尾翼燃料箱與中心主燃料箱之間泵送燃料的垂直尾翼燃料泵。電子控制器可操作地連接到垂直尾翼燃料泵，以便自動控制對垂直尾翼燃料泵的操作，以使得燃料以預(yù)定輸送速率在垂直尾翼燃料箱與中心主燃料箱之間流動，由此維持飛機的縱向重心的所選擇的最佳位置。

可替代地或另外地，在這個或其他實施方案中，兩個或更多個水平尾翼燃料箱定位在飛機的一個或多個水平尾翼處、與垂直尾翼燃料箱選擇性地流體連通。

可替代地或另外地，在這個或其他實施方案中，三通閥可操作地將兩個或更多個水平尾翼燃料箱和垂直尾翼燃料箱連接，以便控制水平尾翼燃料箱與垂直尾翼燃料箱之間的燃料流動。

可替代地或另外地，在這個或其他實施方案中，垂直尾翼燃料泵定位在垂直尾翼燃料箱處，以便在水平尾翼燃料箱與垂直尾翼燃料箱之間來泵送燃料流。

附圖說明

本公開的主題在本說明書結(jié)論部分中特別指出并清楚地要求保護(hù)。結(jié)合附圖，閱讀以下詳細(xì)描述，本公開的上述和其他特征及優(yōu)點是顯而易見的，在附圖中：

圖1是用于飛機的典型現(xiàn)有技術(shù)燃料分配系統(tǒng)的示意圖；

圖2是飛機的實施方案的平面圖；

圖3是飛機的實施方案的尾部部分的正視圖；

圖4是飛機的另一實施方案的平面圖；以及

圖5是用于飛機的燃料分配系統(tǒng)的實施方案的示意圖。

詳細(xì)描述

圖2示出的是飛機10的實施方案的平面圖。飛機10包括從飛機10的頭部14軸向延伸到尾部16的機身12，以及從機身12橫向延伸的機翼18。飛機10還包括尾部部分，所述尾部部分包括橫向延伸的水平尾翼20，以及垂直延伸的垂直尾翼22，這在圖3的側(cè)視圖中示出。如圖3所示，垂直尾翼箱36可占據(jù)垂直尾翼22內(nèi)部的任意空間，只要所述垂直尾翼箱36不干擾任何內(nèi)部垂直尾翼結(jié)構(gòu)。此類結(jié)構(gòu)可以是移動的(例如，方向舵、平衡翼等)或固定的(例如，結(jié)構(gòu)支撐翼梁、棱條等)。

再次參考圖2，飛機10利用發(fā)動機24提供推力，所述發(fā)動機24被供應(yīng)有來自由飛機10機載的多個燃料箱的燃料。燃料箱包括中心主箱26、多個機翼箱28、30、32、位于機翼端部82處的緩沖燃料箱80、水平尾翼箱34和垂直尾翼箱36。應(yīng)當(dāng)了解，所示燃料箱的布置僅是一種構(gòu)造，并且本領(lǐng)域的技術(shù)人員將認(rèn)識到，也設(shè)想了本公開的范圍內(nèi)的其他布置，諸如不同數(shù)量和幾何形狀的機翼箱或中心主箱或水平尾翼箱或垂直尾翼箱。

維持飛機10的重心(CG)38在所選擇的范圍(在40處用虛線示意性地示出)內(nèi)期望減小水平尾翼20的寄生阻力，所述寄生阻力有助于減少飛機的燃料消耗。然而，超過后方CG限制42可能危害飛機10的軸線(即，“俯仰”軸線)平衡，從而致使操作不穩(wěn)定。

在飛行期間，最初從中心主箱26，然后從機翼箱28、30、32消耗燃料。隨著從中心主箱26消耗燃料，軸向CG 38慢慢向后偏移。為了補償從中心主箱26消耗的燃料，燃料以預(yù)定速率從垂直尾翼箱36輸送，由閉合環(huán)路78自動化電子控制器70控制(兩者都在圖5中示出)?？舍槍︼w行和/或其他因素利用計劃好的燃料消耗速率來設(shè)置所述速率，所述因素可包括(但不限于)：飛行路徑前進(jìn)方向校正(即，由于在通往最終目的地的途中的周圍大氣天氣變化)、季節(jié)性逆風(fēng)/順風(fēng)/橫風(fēng)、意外飛行路徑變更(即，由于在通往最終目的地的途中的臨時停止、碰撞、鳥類撞擊、恐怖活動等)、由于機上醫(yī)療緊急情況飛行路徑變更/著陸、補充的待機燃料(即，在最終目的地附近的備用機場上方“循環(huán)”直到發(fā)現(xiàn)著陸點)、ETOPS規(guī)則(飛機是否利用兩個發(fā)動機飛過海洋)、燃料加油機(即，以較低的燃料價格從機場運載附加燃料)等。例如，所述速率可直接由飛機燃料量指示系統(tǒng)中的傳感器確定，或它可以是基于所規(guī)劃的飛行航線的預(yù)定燃料消耗速率，或它可來源于飛行軟件中的周期性“檢查點”，所述“檢查點”將預(yù)期/計劃燃料消耗速率與實際燃料消耗速率比較。

將燃料以這種預(yù)定速率從垂直尾翼箱36輸送防止CG 38移動超過后方CG限制42。參考圖4，如果一旦垂直尾翼箱36中的燃料用盡，那么需要輸送附加燃料以防止CG 38(圖2中示出)移動超過后方CG限制42(圖2中示出)，可將燃料從水平尾翼箱34輸送到垂直尾翼箱36，并且隨后向前輸送到中心主箱26。此外，由于僅將燃料從垂直尾翼箱36輸送到中心主箱26，因此預(yù)期飛機10的橫向(即，“側(cè)傾”軸線)穩(wěn)定性不變化。

由于不太可能需要將燃料從中心主箱26向后輸送到垂直尾翼箱36，因此可大大地簡化燃料輸送系統(tǒng)。所述系統(tǒng)利用重量檢測和預(yù)算算法，所述預(yù)算算法僅需要監(jiān)測飛機的縱向CG位置。此外，存在于垂直尾翼箱36中的附加燃料允許CG 38(圖2中示出)被定位成更靠近于最佳后方位置，而不超過后方CG限制42(圖2中示出)，即使在飛行開始時也是如此，因此當(dāng)飛機10處于最大MTOW時，減少在飛行期間從垂直尾翼箱36輸送到中心主箱26的燃料。

在圖5中示出燃料分配和輸送系統(tǒng)50的實施方案的示意圖。所述示意圖示出了中心主燃料箱26、機翼箱28、30、32、水平尾翼箱34和垂直尾翼箱36?？v向燃料輸送線路52將垂直尾翼箱36和中心主燃料箱26連接，而橫向燃料輸送線路54將機翼箱28、30、32連接到中心主燃料箱26，并且發(fā)動機燃料供應(yīng)線路56將燃料從中心主燃料箱26分配到發(fā)動機24(圖2中示出)。垂直尾翼燃料泵58位于垂直尾翼箱36處，以便沿縱向燃料輸送線路52在垂直尾翼箱36與中心主燃料箱26之間泵送燃料。在垂直尾翼燃料泵58出現(xiàn)故障的情況下，來自垂直尾翼箱36的燃料可因正常飛行姿態(tài)期間的引力作用而排出。隨后，水平尾翼燃料泵60就可進(jìn)一步將燃料沿縱向燃料輸送線路52從垂直尾翼箱36泵送到中心主燃料箱26。水平尾翼燃料泵60位于每個水平尾翼箱34處，以便將燃料從水平尾翼箱34泵送到垂直尾翼箱36，并且隨后在需要時，通過縱向燃料輸送線路52泵送到中心主箱26。這種燃料流動是沿水平尾翼燃料輸送線路62和沿縱向燃料輸送線路52進(jìn)行。在沿燃料輸送線路62的橫向方向上、在水平尾翼箱34之間的無限制的燃料輸送通過致動水平尾翼燃料泵60實現(xiàn)和調(diào)節(jié)。

水平尾翼燃料輸送線路62通過三通閥64來連接到縱向燃料輸送線路52，所述三通閥64允許燃料從水平尾翼燃料線路62中的一個或另一個流入垂直尾翼箱36，并且還可利用來使燃料在水平尾翼箱34之間流動以維持水平尾翼20處的橫向(“側(cè)傾”軸線)平衡。還在水平尾翼箱34與垂直尾翼箱36之間(例如，三通燃料閥64與垂直尾翼燃料泵58之間)設(shè)有燃料截流閥66，以便控制水平尾翼箱34與垂直尾翼箱36之間的燃料流動。當(dāng)期望或需要燃料從水平尾翼箱34流動到垂直尾翼箱36時，打開燃料截流閥66。在其他情況下，燃料截流閥66保持關(guān)閉。此外，三通燃料閥64以比例相同的燃料量從每個水平尾翼燃料箱34流動。因此，消除由于燃料重量從(比如說)端口(即，ALF(從后向前看)位置的“左邊”)水平尾翼燃料箱34轉(zhuǎn)移到右舷(即，ALF位置的“右邊”)水平尾翼箱34而造成的任何潛在橫向不穩(wěn)定性。

中心主箱26包括主燃料泵68，所述主燃料泵68將燃料從中心主箱26通過發(fā)動機燃料供應(yīng)線路56泵送到發(fā)動機24(圖2中示出)。主燃料三通閥72位于中心主箱26處并將縱向燃料輸送線路52連接到發(fā)動機燃料供應(yīng)線路56并連接到中心主箱26。主燃料三通閥72允許將燃料選擇性地從縱向燃料輸送線路52和/或中心主箱26引向發(fā)動機燃料供應(yīng)線路56。主燃料止回閥74和主燃料截流閥76沿主燃料泵68與主燃料三通閥72之間的燃料路徑定位，以便控制中心主箱26與主燃料三通閥72之間的燃料流動。

本文描述的系統(tǒng)和方法提供用于在飛機上控制燃料流動的簡單、精確可靠且質(zhì)輕、成本有效的解決方案。管理燃料輸送，以使得飛機縱向(“俯仰”軸線)CG維持在所選擇的范圍內(nèi)來提供所選擇的最佳OAA，由此減少飛機燃料消耗。此外，當(dāng)通過現(xiàn)有實踐實施時，所描述的系統(tǒng)并不抑制現(xiàn)有地面燃料加注(或燃料卸出)。

雖然僅結(jié)合有限數(shù)量的實施方案對本公開進(jìn)行詳細(xì)描述，但應(yīng)易于理解，本公開不限于這些公開的實施方案。相反，可對本公開進(jìn)行修改以并入之前未描述但與本發(fā)明的精神和/或范圍相稱的任何數(shù)量的變化、改變、替代或等效布置。另外，盡管已描述了各種實施方案，但應(yīng)理解，本公開的各個方面可僅包括所描述的實施方案中的一些。因此，本公開不應(yīng)被視為限于先前描述，而是僅受限于所附權(quán)利要求書的范圍。