飞机燃料冰捕获过滤器壳体、飞机燃料冰捕获过滤器装置和使用方法

技术领域

本发明涉及飞机燃料冰捕获过滤器壳体、飞机燃料冰捕获过滤器 装置和使用方法。

背景技术

例如在水分积聚在飞机燃料箱中并且当燃料箱暴露于寒冷条件时 例如当飞机在高空飞行时水分冻结成冰的情况下，冰可能存在于飞机 燃料中。在某些情况下，燃料中的冰(例如冰晶)量会影响燃料通过 飞机燃料-油热交换器的流动，即使在被冰堵塞的情况下系统使燃料绕 过热交换器，冰也会影响通过飞机燃料过滤器的流动，并且冰进入敏 感的燃料控制装置(这些控制装置计量进入飞机发动机的燃料量)可 能中断或不利地影响飞机发动机的性能。

需要用于从飞机燃料中去除冰的改进的燃料过滤器装置。

发明内容

本发明至少减轻了现有技术的一些缺点。通过下面的描述，本发 明的这些和其它优点将变得明显。

本发明的实施例提供了一种飞机燃料冰捕获过滤器装置壳体，其 包括：(a)飞机燃料入口；(b)飞机燃料出口；(c)壳体主体，其 从飞机燃料入口接收飞机燃料流，壳体主体包括圆柱形元件，该圆柱 形元件具有中心腔、内表面、外表面和竖直轴线；以及(d)圆柱形中空插入件，其与壳体主体的内表面接触，圆柱形中空插入件具有多 个间隔开的冰捕获过滤器，所述多个间隔开的冰捕获过滤器中的每一 个都具有前端部、后端部、顶壁、第一侧、第二侧、底部开口和穿过 顶壁的多个孔，其中在所述多个间隔开的冰捕获过滤器中的每一个的 前端部处，顶壁相对于圆柱形元件的内表面升高一段距离，以形成与 飞机燃料流垂直地布置的开口；其中飞机燃料入口布置成大致垂直于 圆柱形元件的竖直轴线并且配置为提供围绕圆柱形元件和圆柱形插入 件的切向飞机燃料流；并且其中壳体主体中的圆柱形插入件配置为接 收包括多孔飞机燃料过滤元件的飞机燃料过滤器。

根据本发明实施例的飞机燃料冰捕获过滤器装置包括飞机燃料冰 捕获过滤器装置壳体的实施例，其中飞机燃料入口和飞机燃料出口限 定穿过飞机燃料冰捕获过滤器装置壳体的流体流动路径，并且飞机燃 料冰捕获过滤器装置还包括飞机燃料过滤器，该飞机燃料过滤器包括 跨越流体流动路径布置在壳体中的多孔飞机燃料过滤元件。

根据本发明的另一个实施例，提供了一种过滤飞机燃料的方法， 该方法包括使飞机燃料穿过飞机燃料冰捕获过滤器装置的实施例，其 中一部分飞机燃料穿过所述多个间隔开的冰捕获过滤器的孔。

在该方法的优选实施例中，飞机燃料包括冰，并且该方法包括在 所述多个间隔开的冰捕获过滤器中捕获冰。

附图说明

图1A是根据本发明实施例的包括飞机燃料入口和圆柱形插入件 的示例性飞机燃料冰捕获装置壳体主体(其中顶盖已被移除)的顶部 等距视图，该圆柱形插入件包括多个间隔开的冰捕获过滤器，还示出 了插入件中的切口与用于飞机燃料入口流的圆柱形元件中的切口对 准；图1B是没有圆柱形插入件的示例性飞机燃料冰捕获装置壳体主 体的俯视等距视图。

图2A是具有多个间隔开的冰捕获过滤器的插入件(卷成圆柱体) 的等距视图，还示出了用于飞机燃料入口流的切口；图2B是图2A中 所示的卷成的插入件的俯视图。

图3A-3D是根据本发明实施例的单独冰过滤器的视图。图3A示 出了俯视图；图3B是沿图3A的线B-B截取的截面图，还示出了向上 倾斜的前唇缘；图3C是等距视图；图3D是仰视图。

图4A是包括壳体和飞机燃料过滤器的组装好的飞机燃料冰捕获 装置的等距侧视图，示出了飞机燃料冰捕获装置壳体顶盖、飞机燃料 入口、飞机燃料出口和过滤器的一部分；图4B示出了装置的俯视透 视图；图4C示出了俯视图；图4D示出了沿图4C的线A-A截取的截 面图，还示出了中空圆柱形飞机燃料过滤器；图4E示出了沿图4D中 的线C-C截取的截面图，还示出了中空圆柱形飞机燃料过滤器是褶皱 式过滤器；图4F是褶皱式过滤器的局部剖视图，还示出了内芯部和 外包裹物。

图5A-5C是另一种飞机燃料冰捕获装置的外视图，还示出了飞机 燃料入口和飞机燃料出口。图5A是等距侧视图；图5B是前视图；图 5C是仰视图。

图6是经过测试的飞机燃料冰捕获插入件的图片，示出了由多个 间隔开的冰捕获过滤器捕获的冰。

具体实施方式

本发明的实施例提供了一种飞机燃料冰捕获过滤器装置壳体，其 包括：(a)飞机燃料入口；(b)飞机燃料出口；(c)壳体主体，其 从飞机燃料入口接收飞机燃料流，壳体主体包括圆柱形元件，该圆柱 形元件具有中心腔、内表面、外表面和竖直轴线；以及(d)圆柱形中空插入件，其与壳体主体的内表面接触，圆柱形中空插入件具有多 个间隔开的冰捕获过滤器，所述多个间隔开的冰捕获过滤器中的每一 个都具有前端部、后端部、顶壁、第一侧、第二侧、底部开口和穿过 顶壁的多个孔，其中在所述多个间隔开的冰捕获过滤器中的每一个的 前端部处，顶壁相对于圆柱形元件的内表面升高一段距离，以形成与 飞机燃料流垂直地布置的开口；其中飞机燃料入口布置成大致垂直于 圆柱形元件的竖直轴线并且配置为提供围绕圆柱形元件和圆柱形插入 件的切向飞机燃料流；并且其中壳体主体中的圆柱形插入件配置为接 收包括多孔飞机燃料过滤元件的飞机燃料过滤器。

根据本发明实施例的飞机燃料冰捕获过滤器装置包括飞机燃料冰 捕获过滤器装置壳体的实施例，其中飞机燃料入口和飞机燃料出口限 定穿过飞机燃料冰捕获过滤器装置壳体的流体流动路径，并且飞机燃 料冰捕获过滤器装置还包括飞机燃料过滤器，该飞机燃料过滤器包括 跨越流体流动路径布置在壳体中的多孔飞机燃料过滤元件。

本发明的实施例提供了一种包括飞机燃料冰捕获过滤器装置壳体 的飞机燃料冰捕获过滤器装置，其包括：(a)飞机燃料入口；(b) 飞机燃料出口；(c)壳体主体，其从飞机燃料入口接收飞机燃料流， 壳体主体包括圆柱形元件，该圆柱形元件具有中心腔、内表面、外表 面和竖直轴线；以及(d)圆柱形中空插入件，其与壳体主体的内表 面接触，圆柱形中空插入件具有多个间隔开的冰捕获过滤器，所述多 个间隔开的冰捕获过滤器中的每一个都具有前端部、后端部、顶壁、 第一侧、第二侧、底部开口和穿过顶壁的多个孔，其中在所述多个间 隔开的冰捕获过滤器中的每一个的前端部处，顶壁相对于圆柱形元件 的内表面升高一段距离，以形成与飞机燃料流垂直地布置的开口；其 中飞机燃料入口布置成大致垂直于圆柱形元件的竖直轴线并且配置为 提供围绕圆柱形元件和圆柱形中空插入件的切向飞机燃料流；其中圆 柱形元件中的圆柱形中空插入件配置为接收包括多孔飞机燃料过滤元 件的飞机燃料过滤器；以及飞机燃料过滤器，其包括布置在壳体中的 多孔飞机燃料过滤元件。

根据本发明的另一个实施例，提供了一种过滤飞机燃料的方法， 该方法包括使飞机燃料穿过飞机燃料冰捕获过滤器装置的实施例，其 中一部分飞机燃料穿过所述多个间隔开的冰捕获过滤器的孔。

在该方法的优选实施例中，飞机燃料包括冰，并且该方法包括在 所述多个间隔开的冰捕获过滤器中捕获冰。

在该方法的一些实施例中，该方法还包括使融化的冰穿过飞机燃 料冰捕获过滤器装置的出口。

有利地，可以使用较小的过滤器和过滤器装置，因为过滤器不需 要针对冰保持容量而设计，从而提供减少的占地面积和减少的重量。

根据本发明的过滤器和过滤器装置在多种条件下捕获冰，包括当 前的行业标准，飞机燃料系统和部件结冰测试SAE ARP1401B(2012 年6月6日)，包括总水为288ppm的水浓度测试“紧急系统操作”， 以及在85+5°F时在水饱和度之上2立方厘米/加仑的“带旁路功能的过 滤器操作”。

现在将在下面更详细地描述本发明的每个部件，其中相似的部件 具有相似的附图标记。

图1A示出了飞机燃料冰捕获装置壳体1000的实施例，其包括： 飞机燃料入口1；飞机燃料出口2；壳体主体10和圆柱形插入件20， 该圆柱形插入件包括布置在壳体主体中的多个间隔开的冰捕获过滤器 100(图1B示出了没有圆柱形插入件的壳体主体)。壳体主体适于从 飞机燃料入口接收飞机燃料流，其中壳体主体(或碗状体)10包括具 有中心腔11、内表面12、外表面13和竖直轴线A-A的圆柱形元件。 如图1A所示，具有多个间隔开的冰捕获过滤器的圆柱形中空插入件 20包括中心腔21、插入件内表面22和外表面23，其中插入件的外表 面23接触圆柱形元件的内表面12，并且插入件包括用于输入的飞机 燃料的切口25(在图2A中更详细地示出)。

正如下面将关于图2A和3C更详细地讨论的，插入件包括穿过内 表面和外表面22、23的间隔开的切口101，其中间隔开的切口101和 壳体主体10的内表面12的暴露的相关部分提供冰捕获过滤器100的 基础，从而提供冰捕获袋102。

飞机燃料入口1(包括提供穿过内表面12的端口的切口，该切口 与圆柱形中空插入件中的切口25对准)被布置成大致垂直于圆柱形元 件的竖直轴线并且被配置为围绕圆柱形中空插入件/圆柱形元件的内 表面提供切向飞机燃料流；并且其中圆柱形元件和所含的圆柱形中空 插入件被配置为接收包括多孔飞机燃料过滤元件201的飞机燃料过滤 器200，以提供飞机燃料冰捕获装置2000(见图4D和4E)。

在一些实施例中，飞机燃料入口1被配置为当切向燃料入口内直 径为约2英寸时提供围绕圆柱形中空插入件/圆柱形元件的至少约 0.55m/s的切向飞机燃料流。本领域技术人员将认识到，较小的飞机发 动机通常具有较低的燃料流量并且入口直径将减小以最小化系统的尺 寸和重量。有利地，入口处的切向流赋予高速流体旋转，迫使飞机燃 料流向圆柱形元件和圆柱形中空插入件的内表面12和22。由于冰和 水的密度高于飞机燃料的密度，因此入口处的切向流允许冰/水从飞机 燃料中离心分离。

如图3A-3D所示，所述多个间隔开的冰捕获过滤器100中的每一 个布置在壳体主体的内表面上，每个冰过滤器具有前端部105、后端 部106、顶壁107、第一侧108A、第二侧108B和底部开口(切口101) 以及至少穿过顶壁的多个孔110(在这些图中，孔也穿过后端部以及 第一侧和第二侧)，其中顶壁在所述多个间隔开的冰捕获过滤器面中 的每一个的前端部处相对于壳体主体10的内表面12升高一段距离， 形成与进入的飞机燃料流垂直布置的开口102A。

优选地，单独的冰捕获过滤器具有约0.21英寸(约5.3mm)的最 小长度(从前端部105到后端部106)、约0.21英寸(约5.3mm)的 最小高度(从表面12到顶壁107的前端部105)、约0.22英寸(约 5.6mm)的最小宽度(从第一侧108A到第二侧108B)。通常，开口 102A至少约为0.20英寸(约5mm)。

各个冰捕获过滤器是间隔开的。结果，流进入壳体并被分成有冰 捕获和没有冰捕获的区域。没有冰捕获装置的区域将减少速度变化， 这是因为流围绕圆柱形中空插入件/圆柱形元件的内部切向旋转。将壳 体上部部分处的冰捕获过滤器隔开也可以避免冰捕获过滤器之间的冰 桥，冰桥可能会阻止燃料流动(见图6，示出了在测试壳体中使用后 的飞机燃料过滤器插入件，示出在冰捕获过滤器之间没有冰桥)。

优选地，假设飞机燃料过滤器与圆柱形元件的内直径是同心的， 则基于飞机燃料过滤器的外直径(OD)和圆柱形元件的内直径(ID) 之间的预定间隙G(见图4E)，单独的冰捕获过滤器具有最大高度。 举例说明，如果圆柱形元件的内直径为4英寸(约102mm)，而飞机燃料过滤器的外直径为3.5英寸(约89mm)，则最大冰过滤器高度 应为约0.25英寸(约6mm)以防止干扰。

每个冰过滤器中存在的孔110使飞机燃料入口1处的停滞压力最 小化。虽然图2A和3C将孔图示为环形形状并布置成平行的水平行， 但是孔可以具有其它形状并且布置成其它构造。例如，孔的形状可以 是椭圆形的，并且椭圆形是竖直地、水平地或成一定角度地排列的。 单独的孔可以从前端部延伸到后端部或从第一侧延伸到第二侧。过滤 器可以具有形状组合的孔。通常，单独的孔具有0.125英寸(约3.2mm) 的最大直径，并且优选地具有约0.010英寸(约0.3mm)的较小直径。 单独的孔的深度通常等于插入件片材的厚度，例如在约0.01英寸(约 0.3mm)至约0.04英寸(约1mm)的范围内。

在一些实施例中，如图3B和3C所示，单独的冰捕获过滤器在前 端部105处具有向上倾斜的前唇缘105A。在冰过滤器具有向上倾斜的 前唇缘的那些实施例中，唇缘通常布置成与由顶壁的非倾斜部分限定 的水平轴线成约5°至约45°范围内的角度。不受任何特定理论的束缚， 据信唇缘可以帮助维持通过冰过滤器的冰流速度，同时增加冰捕获的 可能性。

飞机燃料过滤器200和飞机燃料过滤元件201可以具有任何合适 的孔结构，例如孔尺寸(例如，如通过鼓泡点所证实的，或者如例如 美国专利4,340,479中所描述的那样通过KL所证实的，或者通过毛细 管冷凝流孔法所证实的)、孔等级、孔径(例如，使用例如美国专利 4,925,572中所述的改进的OSUF2测试为特征)、或者当流体穿过元 件时降低或允许一种或多种目标物质通过的去除率。

飞机燃料过滤器可包括可具有不同结构和/或功能的附加元件、层 或部件，例如以下任何一种或多种中的至少一种：预过滤、支撑、排 放、间隔和缓冲。说明性地，飞机燃料过滤器还可以包括至少一个附 加元件，例如芯部、网和/或筛网。在图4F所示的实施例中，过滤器 具有内芯部和外包裹物。

根据本发明的实施例，飞机燃料过滤器包括至少一个多孔飞机燃 料过滤元件。飞机燃料过滤元件通常包括纤维介质。飞机燃料过滤器 和/或飞机燃料过滤元件可具有多种构造，包括褶皱式的和/或中空的 圆柱形。在一个优选实施例中，如图4D-4F所示，飞机燃料过滤器具 有中空圆柱形褶皱构造。

可以采用具有合适形状、提供入口和出口以及用于插入件和飞机 燃料过滤器的腔的任何壳体。图4A、4B和5A-5C示出了各种示例性 壳体。

如关于图1B所示的实施例所描述的，每个壳体具有：飞机燃料 入口；和飞机燃料出口；以及包括圆柱形元件的壳体主体，该圆柱形 元件具有适于接收圆柱形插入件的中心腔，该圆柱形插入件包括多个 间隔开的冰捕获过滤器(例如，如上文关于图2A所述)，其中飞机 燃料入口布置成大体垂直于圆柱形元件的竖直轴线并且构造成提供围 绕中空圆柱形元件/圆柱形元件的内表面的切向飞机燃料流，包括多孔 飞机燃料过滤元件的飞机燃料过滤器可以在插入件内布置在壳体中。

使用图4A-4F作为参考，飞机燃料过滤器200设置飞机燃料冰捕 获装置壳体1000中，处于插入件20的腔21内，壳体1000包括入口 1和出口2并在入口和出口之间限定飞机燃料流体流动路径，其中飞 机燃料过滤器200横跨飞机燃料流体流动路径，以提供飞机燃料冰过 滤器装置2000。

壳体和插入件可以由任何合适的刚性不渗透材料(例如，常见的 航空金属和聚合物)制成，该材料与被过滤的飞机燃料兼容。例如， 壳体可以由诸如铝、镁、不锈钢的金属或金属合金制成或者由包括金 属的复合材料制成。如果需要，壳体可以通过例如坯料、铸造、锻造、 增材制造、挤压和光聚合来制造。

例如，壳体可以是整体式的，通过增材制造(有时称为“增材层制 造”或“3D打印”)制造，通常通过重复沉积与可活化粘合剂结合在一 起的金属粉末(例如，粘合剂喷射，有时也称为“液滴沉积于粉末”) 而形成，通常随后例如通过烧结将粉末附聚。其它合适的方法包括挤 出(例如，糊料挤出、熔融长丝制造和熔融沉积模制)和光聚合(例 如，立体光刻设备(SLA)和数字光处理(DLP))。

可以使用任何合适的增材制造设备，并且各种生产3D打印机都 是合适的且可以在市场上买到。

下列示例进一步说明了本发明，但是当然不应解释为以任何方式 限制本发明的范围。

示例

该示例展示了根据本发明的实施例在测试壳体中使用飞机燃料冰 捕获插入件来捕获冰。

大致如图2A所示的飞机燃料冰捕获插入件放置在透明的测试壳 体中，其中测试壳体包含具有由超高分子量聚乙烯制成的螺旋凹槽的 螺旋鼻锥，以在冰过滤器开口的方向上产生离心力和流动矢量。插入 件是厚度为0.032英寸(约0.8mm)的6061铝板，其孔径为0.032英 寸(约0.8mm)，在板上以0.074英寸(约1.9mm)的交错孔样式间 隔开，中心到中心的间距为0.074英寸(约1.9mm)。

测试壳体用不含冰的飞机燃料填充。温度为27-33°F的含冰飞机 燃料以8GPM的流量穿过测试装置，其中燃料借助于行进通过鼻锥螺 旋凹槽(螺旋凹槽使燃料流旋转)而径向加速.在测试过程中，测试 壳体相对于竖直方向倾斜45°，以确保冰捕获不仅仅是由于重力的影 响。

透过透明的测试壳体可以看到，冰被冰捕获过滤器均匀地捕获。 如图6所示，冰被捕获，而在冰捕获过滤器之间没有冰桥。

本文引用的所有参考文献，包括出版物、专利申请和专利，均以 引用的方式并入本文，就如同每个参考文献均被单独地且具体地指示 为通过引用并入本文并在此全文阐述一样。

在描述本发明的上下文中(特别是在所附权利要求的上下文中)， 术语“一”和“该”、“所述”和“至少一个”以及类似指代的使用应被解释 为涵盖两个方面：单数和复数，除非本文另有说明或与上下文明显矛 盾。术语“至少一个”后面所跟随的一个或多个项目的列表(例如，“A 和B中的至少一个”)应理解为是指从所列项目(A或B)中选择的一 个项目，或者两个或更多个所列项目(A和B)的任意组合，除非本 文另有说明或与上下文明显矛盾。除非另有说明，否则术语“包括”、 “具有”、“包含”和“带有”应被解释为开放式术语(即，意思是“包括但 不限于”)。除非在此另外指出，否则本文中数值范围的列举仅旨在用 作分别指代落入该范围内的每个单独值的简写方法，并且每个单独值 都被并入说明书中，如同其在本文中被单独叙述一样。除非本文另外 指出或与上下文明显矛盾，否则本文描述的所有方法可以以任何合适 的顺序执行。除非另外要求，否则本文提供的任何和所有示例或示例 性语言(例如，“诸如”)的使用仅旨在更好地阐明本发明，并且不对 本发明的范围构成限制。说明书中的任何语言都不应解释为指示任何 未要求保护的要素对于实施本发明必不可少。

本文描述了本发明的优选实施例，包括发明人已知的用于实施本 发明的最佳模式。通过阅读前述说明，那些优选实施例的变型对于本 领域普通技术人员而言将变得显而易见。发明人期望熟练的技术人员 适当地采用这样的变型，并且发明人希望以不同于本文具体描述的方 式来实践本发明。因此，本发明包括适用法律所允许的所附权利要求 书中所述主题的所有修改和等同形式。而且，除非本文另外指出或与 上下文明显矛盾，否则本发明涵盖上述元件在其所有可能的变化中的 任何组合。