ITTO20111025A1 - Serbatoio del combustibile per velivoli provvisti di sistema di riscaldamento del combustibile e sistema di riscaldamento del combustibile per velivoli provvisto di un tale serbatoio - Google Patents

Serbatoio del combustibile per velivoli provvisti di sistema di riscaldamento del combustibile e sistema di riscaldamento del combustibile per velivoli provvisto di un tale serbatoio Download PDF

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Antonio Moscatelli
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Description

"Serbatoio del combustibile per velivoli provvisti di sistema di riscaldamento del combustibile e sistema di riscaldamento del combustibile per velivoli provvisto di un tale serbatoio"
DESCRIZIONE
La presente invenzione riguarda un serbatoio del combustibile destinato a essere installato su velivoli provvisti di sistema di riscaldamento del combustibile.
Quando un velivolo, sia esso un velivolo per il trasporto civile e commerciale o un velivolo senza pilota, compie voli di media o lunga durata a quote medie o alte, vi à ̈ la probabilità che il combustibile contenuto nel serbatoio (o nei serbatoi) del combustibile installato(i) a bordo del velivolo si raffreddi fino a valori di temperatura che lo rendono inutilizzabile, con conseguenti rischi di intasamento dei filtri del combustibile e quindi di blocco del motore (o dei motori) del velivolo. Una delle caratteristiche principali di un combustibile per uso aeronautico (di seguito indicato per brevità come "combustibile avio") à ̈ il cosiddetto punto di congelamento (freezing point), e cioà ̈ il valore di temperatura al quale iniziano a formarsi nel combustibile particelle solide, rappresentate da cristalli di paraffina (idrocarburi solidi). I combustibili avio comunemente utilizzati nell'ambito dell'aviazione civile hanno punti di congelamento intorno a -50°C/-60°C. Dal momento che a quote medie o alte la temperatura dell'aria raggiunge valori dell'ordine di -50°C/-70°C (con probabilità maggiore del 20% al disopra di 6 mila metri) e che dopo poche ore di volo (da 0.25 a 8 ore secondo le dimensioni del velivolo e la disposizione dei serbatoi del combustibile) il combustibile contenuto nei serbatoi di un velivolo, in particolare nei serbatoi installati nelle ali del velivolo (essendo questi più esposti al raffreddamento), raggiunge una condizione di equilibrio termico con l'ambiente esterno, ne consegue che nel caso di voli di media o lunga durata a quote medie o alte la temperatura del combustibile contenuto in tali serbatoi à ̈ destinata ad arrivare a valori prossimi al punto di congelamento, se non addirittura a oltrepassare tale punto. Sono quindi stati sviluppati e sono già utilizzati sui velivoli sistemi di riscaldamento del combustibile aventi la funzione di assicurare che il combustibile contenuto nei serbatoi, in particolare nei serbatoi installati nelle ali del velivolo, si mantenga sempre al disopra del punto di congelamento, anche in caso di voli di media o lunga durata a quote medie o alte. Tali sistemi di riscaldamento del combustibile utilizzano tipicamente un fluido caldo che viene inviato da una sorgente calda al serbatoio contenente il combustibile da riscaldare e ritorna quindi alla sorgente calda.
Scopo della presente invenzione à ̈ proporre un serbatoio del combustibile per un velivolo che possa essere facilmente utilizzato con un qualsiasi sistema di riscaldamento del combustibile utilizzante un fluido caldo.
Questo e altri scopi sono pienamente raggiunti secondo la presente invenzione grazie a un serbatoio del combustibile per velivolo avente le caratteristiche definite nell'annessa rivendicazione indipendente 1.
Ulteriori caratteristiche vantaggiose dell'invenzione sono indicate nelle rivendicazioni dipendenti, il cui contenuto à ̈ da intendersi come parte integrale e integrante della descrizione qui di seguito fornita.
In sintesi, l'invenzione si fonda sull'idea di prevedere, fra due strati adiacenti di un serbatoio del combustibile per velivolo realizzato come serbatoio flessibile multistrato, un'intercapedine definente un percorso estendentesi lungo una parete del serbatoio fra un'apertura d'ingresso e un'apertura di uscita del serbatoio, l'apertura d'ingresso e l'apertura di uscita del serbatoio essendo destinate a essere messe in comunicazione rispettivamente con un circuito di mandata e con un circuito di ritorno del fluido del sistema di riscaldamento del combustibile previsto a bordo del velivolo.
Preferibilmente, l'intercapedine à ̈ prevista fra due strati adiacenti della parete di fondo del serbatoio. E' così possibile garantire sempre la massima capacità di trasferimento di calore dal fluido caldo del sistema di riscaldamento del combustibile al combustibile contenuto nel serbatoio, dato che in condizioni di normale assetto di volo del velivolo il combustibile, anche se in quantità via via inferiore, risulta essere sempre a contatto con la parete di fondo del serbatoio.
Preferibilmente, il serbatoio ha in pianta una forma allungata in una direzione e le aperture d'ingresso e di uscita del serbatoio sono orientate in modo che il fluido entri nel serbatoio ed esca dal serbatoio parallelamente a detta direzione.
Preferibilmente, fra i due strati del serbatoio delimitanti l'intercapedine à ̈ interposto un organo distanziale estendentesi parallelamente a detta direzione e funzionante da setto che divide il tratto di andata dal tratto di ritorno del fluido che percorre l'intercapedine dall'apertura d'ingresso all'apertura di uscita.
Preferibilmente, il sistema di riscaldamento del combustibile cui à ̈ collegato il serbatoio comprende uno scambiatore di calore a fluido bifase, detto scambiatore di calore comprendendo a sua volta una prima porzione di scambiatore di calore, o evaporatore, contenente il fluido in fase vapore, una seconda porzione di scambiatore di calore, contenente il fluido in fase liquida e un setto poroso interposto fra la prima e la seconda porzione di scambiatore di calore, laddove la prima porzione di scambiatore di calore à ̈ collegata all'apertura d'ingresso del serbatoio per l'invio di fluido in fase vapore (fluido caldo) al serbatoio, mentre la seconda porzione di scambiatore di calore à ̈ collegata all'apertura di uscita del serbatoio per il ritorno di fluido in fase liquida (fluido freddo) dal serbatoio.
Preferibilmente, lo scambiatore di calore del sistema di riscaldamento del combustibile à ̈ disposto con la sua prima porzione (evaporatore) a contatto con una sorgente di calore del velivolo.
Preferibilmente, lo scambiatore di calore del sistema di riscaldamento del combustibile à ̈ realizzato come corpo bidimensionale (nel senso che una delle tre dimensioni dello scambiatore di calore à ̈ di un ordine di grandezza inferiore rispetto alle altre due) ed à ̈ disposto con la sua prima porzione (evaporatore) a contatto con la parete più calda di un sistema di bordo del velivolo che dissipa calore (tipicamente, anche se non esclusivamente, l'avionica, e cioà ̈ un apparato elettrico o elettronico racchiuso da un contenitore usualmente di forma parallelepipeda), in maniera tale per cui lo scambiatore di calore svolge allo stesso tempo sia la funzione di riscaldamento del combustibile sia la funzione di raffreddamento del sistema dissipatore di calore.
Ulteriori caratteristiche e vantaggi dell'invenzione risulteranno più chiaramente dalla descrizione dettagliata che segue, data a puro titolo di esempio non limitativo con riferimento ai disegni allegati, in cui:
la figura 1 à ̈ una vista in sezione di un'ala di un velivolo in cui à ̈ installato un serbatoio del combustibile secondo una forma di realizzazione preferita della presente invenzione, secondo un piano di sezione verticale perpendicolare alla direzione longitudinale dell'ala;
la figura 2 Ã ̈ una vista in sezione, secondo la linea di sezione indicata con II-II nella figura 1, del serbatoio del combustibile mostrato in tale figura;
la figura 3 mostra uno scambiatore di calore a fluido bifase facente parte di un sistema di riscaldamento del combustibile che può essere associato al serbatoio del combustibile delle figure 1 e 2; e
la figura 4 mostra un esempio di installazione dello scambiatore di calore a fluido bifase della figura 3.
Con riferimento inizialmente alle figure 1 e 2, un serbatoio del combustibile per velivolo secondo l'invenzione (di qui in avanti semplicemente indicato come serbatoio) à ̈ complessivamente indicato con 10. Nell'esempio proposto, il serbatoio 10 à ̈ installato all'interno di un'ala 12 del velivolo. Come già spiegato nella parte introduttiva della descrizione, sono proprio i serbatoi installati nelle ali di un velivolo quelli maggiormente soggetti al rischio di congelamento del combustibile. Il serbatoio 10 à ̈ realizzato come serbatoio flessibile multistrato ed à ̈ quindi costituito, in modo per sé noto, da una pluralità di strati di materiale. Due strati di materiale adiacenti 10a, 10b del serbatoio 10 sono distanziati l'uno rispetto all'altro, in particolare per mezzo di un organo distanziale 14 inserito fra questi due strati, in maniera tale per cui fra i due strati 10a, 10b à ̈ prevista un'intercapedine 16 definente un percorso estendentesi lungo una parete del serbatoio, in particolare lungo la parete di fondo, fra un'apertura d'ingresso 18 e un'apertura di uscita 20 del serbatoio stesso, destinate a essere messe in comunicazione rispettivamente con un circuito di mandata 22 e con un circuito di ritorno 24 del fluido di un sistema di riscaldamento del combustibile previsto a bordo del velivolo, come verrà spiegato più avanti in modo dettagliato. Nell'esempio di realizzazione illustrato, il serbatoio 10 presenta in pianta una forma allungata nella direzione longitudinale dell'ala e le aperture d'ingresso 18 e di uscita 20 del serbatoio sono orientate in modo che il fluido utilizzato per riscaldare il combustibile entri nel serbatoio 10 ed esca da questo parallelamente a tale direzione. Come mostrato nella vista in pianta della figura 2, l'organo distanziale 14 si estende parallelamente a tale direzione e funziona da setto che divide il tratto di andata dal tratto di ritorno del fluido che percorre l'intercapedine 16 dall'apertura d'ingresso 18 all'apertura di uscita 20. In corrispondenza delle aperture d'ingresso 18 e di uscita 20 del serbatoio 10 sono previsti rispettivi collettori 26 e 28, cui sono rispettivamente collegati il tubo o i tubi del circuito di mandata 22 e del circuito di ritorno 24 del fluido del sistema di riscaldamento del combustibile.
Con riferimento ora anche alle figure 3 e 4, il sistema di riscaldamento del combustibile comprende uno scambiatore di calore 30, che à ̈ collegato da un lato al collettore 26 (apertura d'ingresso 18) del serbatoio 10 tramite il circuito di mandata 22 per l'invio di fluido caldo dallo scambiatore di calore 30 al serbatoio 10 e dall'altro lato al collettore 28 (apertura di uscita 20) del serbatoio 10 tramite il circuito di ritorno 24 per il ritorno del fluido, raffreddatosi nel percorso lungo l'intercapedine 16, dal serbatoio 10 allo scambiatore di calore 30. Preferibilmente, lo scambiatore di calore 30 à ̈ uno scambiatore di calore a fluido bifase e comprende una prima porzione di scambiatore di calore 32, o evaporatore, contenente il fluido in fase vapore, una seconda porzione di scambiatore di calore 34, contenente il fluido in fase liquida e un setto poroso 36 interposto fra le due porzioni di scambiatore di calore 32 e 34. La prima porzione di scambiatore di calore 32 à ̈ collegata al collettore 26 (apertura d'ingresso 18) del serbatoio 10 per l'invio del fluido in fase vapore (fluido caldo), mentre la seconda porzione di scambiatore di calore 34 à ̈ collegata al collettore 28 (apertura di uscita 20) del serbatoio 10 per il ritorno del fluido in fase liquida (fluido freddo). L'utilizzo di uno scambiatore di calore a fluido bifase permette di realizzare un sistema di riscaldamento del combustibile di tipo passivo, cioà ̈ privo di componenti attivi (quali ad esempio pompe, valvole ecc.). Il pompaggio del fluido dallo scambiatore di calore 30 al serbatoio 10 à ̈ infatti ottenuto grazie alla spinta capillare esercitata sul fluido nel passaggio attraverso il setto poroso 36, l'energia necessaria per produrre tale spinta essendo fornita dal calore di evaporazione del fluido utilizzato per riscaldare il combustibile contenuto nel serbatoio 10. A tale proposito, il fluido utilizzato à ̈ preferibilmente acqua, trattandosi di un fluido avente un calore di evaporazione molto elevato (pari a circa 2.300 kJ/kg), ma potrebbe naturalmente anche essere un altro fluido.
Il fluido caldo in uscita dallo scambiatore di calore 30 viene quindi fatto fluire (nel caso di uno scambiatore di calore a fluido bifase grazie alla spinta capillare esercitata sul fluido, altrimenti grazie all'impiego di una pompa) verso il collettore 26 del serbatoio 10. Il fluido caldo (che nel caso di uno scambiatore di calore a fluido bifase à ̈ in fase vapore) entra quindi nell'intercapedine 16 attraverso l'apertura d'ingresso 18, percorre tutto il percorso definito dall'intercapedine stessa, cedendo calore al combustibile contenuto nel serbatoio 10 attraverso la parete di fondo del serbatoio stesso, e quindi fuoriesce dal serbatoio attraverso l'apertura di uscita 20. L'intercapedine 16 funziona in tal modo da condensatore, in cui il fluido passa dalla fase vapore alla fase liquida per effetto della cessione di calore al combustibile contenuto nel serbatoio 10. Il fluido così raffreddato ritorna quindi dal collettore 28 allo scambiatore di calore 30 per essere qui nuovamente riscaldato.
Come mostrato nella figura 4, lo scambiatore di calore 30 à ̈ preferibilmente disposto con la sua prima porzione 32 a contatto con un sistema dissipatore di calore 38 a bordo del velivolo, quale in particolare un'avionica. In tal caso, lo scambiatore di calore 30 à ̈ preferibilmente realizzato come corpo bidimensionale (cioà ̈ come corpo avente una delle tre dimensioni di un ordine di grandezza inferiore rispetto alle altre due) piatto ed à ̈ disposto con la sua prima porzione 32 a contatto con una parete 38 del sistema dissipatore di calore, in maniera tale per cui lo scambiatore di calore svolge allo stesso tempo sia la funzione di riscaldamento del combustibile sia la funzione di raffreddamento del sistema dissipatore di calore, essendo il calore ceduto da quest'ultimo sfruttato per riscaldare il fluido utilizzato per riscaldare il combustibile. Come mostrato nella figura 4, possono essere previsti più scambiatori di calore 30 (nell'esempio mostrato, due scambiatori di calore) a contatto con il sistema dissipatore di calore 38.
Naturalmente, fermo restando il principio dell'invenzione, le forme di attuazione e i particolari di realizzazione potranno essere ampiamente variati rispetto a quanto à ̈ stato descritto e illustrato a puro titolo di esempio non limitativo.

Claims (8)

  1. RIVENDICAZIONI 1. Serbatoio del combustibile (10) per velivoli realizzato come serbatoio flessibile multistrato, in cui fra due strati (10a, 10b) adiacenti del serbatoio (10) Ã ̈ prevista un'intercapedine (16) definente un percorso estendentesi lungo una parete del serbatoio (10) fra un'apertura d'ingresso (18) e un'apertura di uscita (20) del serbatoio (10), detto percorso essendo atto a essere attraversato da un fluido caldo per cedere calore al combustibile contenuto nel serbatoio (10).
  2. 2. Serbatoio secondo la rivendicazione 1, in cui l'intercapedine (16) Ã ̈ prevista fra due strati (10a, 10b) adiacenti della parete di fondo del serbatoio (10).
  3. 3. Serbatoio secondo la rivendicazione 2, in cui il serbatoio (10) ha in pianta una forma allungata in una direzione e in cui le aperture d'ingresso (18) e di uscita (20) sono orientate in modo che il fluido entri nel serbatoio (10) ed esca dal serbatoio (10) parallelamente a detta direzione.
  4. 4. Serbatoio secondo la rivendicazione 3, in cui fra i due strati (10a, 10b) adiacenti delimitanti l'intercapedine (16) Ã ̈ interposto un organo distanziale (14) estendentesi parallelamente a detta direzione e funzionante da setto che divide il tratto di andata dal tratto di ritorno del fluido che percorre l'intercapedine (16) dall'apertura d'ingresso (28) all'apertura di uscita (20).
  5. 5. Serbatoio secondo una qualsiasi delle rivendicazioni precedenti, comprendente inoltre un primo collettore (26) disposto in corrispondenza dell'apertura d'ingresso (18) per il collegamento a uno o più tubi di un circuito di mandata (22) del sistema di riscaldamento del combustibile del velivolo e un secondo collettore (28) disposto in corrispondenza dell'apertura di uscita (20) per il collegamento a uno o più tubi di un circuito di ritorno (24) del sistema di riscaldamento del combustibile del velivolo.
  6. 6. Sistema di riscaldamento del combustibile per velivolo, comprendente uno scambiatore di calore (30) e un serbatoio del combustibile (10) secondo una qualsiasi delle rivendicazioni precedenti, in cui lo scambiatore di calore (30) Ã ̈ collegato da un lato all'apertura d'ingresso (18) del serbatoio (10) per l'invio di fluido caldo dallo scambiatore di calore (30) al serbatoio (10) e dall'altro lato all'apertura di uscita (20) del serbatoio (10) per il ritorno del fluido, raffreddatosi nel percorso lungo l'intercapedine (16) del serbatoio (10), dal serbatoio (10) allo scambiatore di calore (30).
  7. 7. Sistema di riscaldamento del combustibile secondo la rivendicazione 6, in cui lo scambiatore di calore (30) Ã ̈ uno scambiatore di calore a fluido bifase e comprende una prima porzione di scambiatore di calore (32) contenente il fluido in fase vapore, una seconda porzione di scambiatore di calore (34) contenente il fluido in fase liquida, e un setto poroso (36) interposto fra la prima (32) e la seconda (34) porzione di scambiatore di calore.
  8. 8. Sistema di riscaldamento del combustibile secondo la rivendicazione 7, in cui lo scambiatore di calore (30) Ã ̈ realizzato come corpo bidimensionale piatto in modo da potere essere disposto con la prima porzione di scambiatore di calore (32) a contatto con una parete di un sistema dissipatore di calore (38) a bordo del velivolo, quale un'avionica.
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