飞机燃油箱惰化系统的制作方法

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1.本发明涉及飞机、特别是民用飞机设计领域，具体地涉及飞机燃油箱的防爆机构的设计。

背景技术：

2.在传统的飞机上，通常在中央翼上安装飞机的燃油箱，机翼燃油箱通常为铝制金属机翼油箱。另外，还有一种新型的复合材料机翼，在该复合材料机翼中包括多个隔舱。无论是安装有铝制金属机翼燃油箱的中央翼部分还是新型复合材料机翼的隔舱，它们都存在爆炸的风险。为了防止爆炸，在飞机设计过程中需要满足严苛的防爆安全标准。另外，对于部分民用飞机型号，为了延长其航程，通常会在货舱中加装辅助燃油箱，以增加飞机的载油量，辅助油箱属于典型的机身内常空油箱，对其也有防爆安全要求。
3.因此，在飞机的设计中，机翼油箱和辅助油箱的设计都要满足一定的防爆安全标准，例如ccar-25-r4 25.981的可燃性条款以及附录m。
4.为了符合可燃性的标准，通常的措施是在飞机的中央翼部分或者新型复合材料机翼上加装惰化系统。惰化系统将惰性气体引入到飞机的燃油箱中，降低油箱中的含氧量，进而降低油箱内燃油爆燃的风险。对于辅助油箱来说，一般采用油箱增压的方式，提升燃油的可燃温度区间，降低燃油的可燃性，从而降低燃油爆燃的风险。
5.通常来说，在设计燃油箱的惰化系统时，主要考虑的是飞机的下降阶段，因为在飞机的下降阶段，在压差驱动下外界的大气会大量涌入燃油箱中，提升燃油箱中氧气的浓度。为了应对燃油箱中氧气浓度的上升，要确保着陆前后燃油箱内的氧气浓度满足惰性要求，则需要在飞机的下降阶段向燃油箱内注入大量惰性气体，这需要消耗大量发动机引气，以保持燃油箱的航后惰化状态。
6.因此，下降阶段的惰性气体流量决定了惰化系统的架构和尺寸。由于下降阶段对于惰化系统性能的要求远大于其它飞行阶段，因此在其它飞行阶段，惰化系统的性能存在较大的冗余。一般来说，惰化系统的气源是发动机引气，为了合理使用发动机引气，在多种型号的飞机上采用富氮双流量模式，即在下降阶段采用大流量，而在其它阶段采用小流量或者中流量，该流量控制通过安装流量控制阀和相应的管路来完成。这样的流量控制结构会增加惰化系统的复杂程度。
7.对于加装辅助燃油箱的民用飞机型号来说，一般采用引气增压的方法进行燃油传输，这可以降低燃油箱的可燃性。不过，在地面状态下，辅助燃油箱会直接与环境大气相连通，此时没有增压，而且地面状态下空调对货舱的降温效果也比较差，这导致辅助燃油箱在地面阶段的可燃性存在超标的风险(超出附录m所要求的辅助燃油箱在热天地面阶段的可燃性不超过3％)。
8.综上所述，当前主要采用的惰化系统存在以下的问题：惰化系统的设计以飞机的下降阶段其间的富氮气体的需求量为设计标准，这使得在其它阶段系统的性能存在冗余；现有的防爆设计中没有考虑辅助燃油箱在地面阶段其可燃性可能超标的问题；另外，对于
加装了辅助燃油箱的民用飞机来说，辅助燃油箱采用引气增压系统，其与主机翼燃油箱的惰化系统是两个互相独立的系统，两者没有集成在一起，整体系统的复杂性价高。

技术实现要素：

9.本发明是为了解决以上所述现有技术中所存在的问题而作出的。本发明的目的是提供一种改进的飞机燃油箱惰化系统，其能够降低系统的冗余，提高整个系统的运行效率。并且，该系统还特别地适用于加装了辅助燃油箱的民用飞机型号。
10.本发明的飞机燃油箱惰化系统包括供气系统，用于向主燃油箱和辅助燃油箱供应惰化气体。其中，飞机燃油箱惰化系统还包括：惰化气体分配管，该惰化气体分配管延伸自供气系统，并分成第一分支管和第二分支管，第一分支管连接到主燃油箱，在第一分支管中设置有主燃油箱隔离阀，第二分支管连接到辅助燃油箱，在第二分支管中设置有辅助燃油箱隔离阀；以及补气管，补气管连接在主燃油箱和辅助燃油箱之间，并且在补气管中设置有补气阀，从而能够从辅助燃油箱向主燃油箱补充惰化气体。
11.通过这样的飞机燃油箱惰化系统，利用辅助燃油箱来存储惰化气体，发挥辅助燃油箱空间大、耐压能力强的优点，在下降阶段能够利用辅助燃油箱向主燃油箱输送惰化气体，因而可省去通常的大流量模式，可降低对系统性能的要求，降低下降阶段对发动机引气的需求，减少飞机整体的能源消耗。同时，辅助油箱中的惰化气体可用来进行燃油增压传输，着陆后还能对辅助燃油箱进行惰化作用，降低地面阶段中辅助燃油箱的可燃性。
12.较佳地，在辅助燃油箱上设置有：客舱引气阀，客舱引气阀用于从飞机的客舱向辅助燃油箱供应引气；和/或压力传感器，压力传感器测量辅助燃油箱中的压力，从而监测辅助燃油箱与客舱之间的压差。
13.较佳地，该还包括：主燃油箱单向阀，主燃油箱单向阀设置在第一分支管上；和/或辅助燃油箱单向阀，辅助燃油箱单向阀设置在第二分支管上。
14.主燃油箱单向阀和辅助燃油箱单向阀可用于防止油气或者燃油从主燃油箱和辅助燃油箱返流。
15.较佳地，飞机燃油箱惰化系统还包括：主燃油箱限流孔，主燃油箱限流孔设置在第一分支管上，并位于主燃油箱单向阀上游；和/或辅助燃油箱限流孔，辅助燃油箱限流孔设置在第二分支管上，并位于辅助燃油箱单向阀上游。
16.主燃油箱限流孔和辅助燃油箱限流孔有助于降低惰化气体流量，防止过量气体导致主燃油箱和辅助燃油箱超压。
17.在一种具体结构中，供气系统包括：气源，气源提供高温引气；引气调节部，在气源和引气调节部之间连接有高温空气管道，来自气源的高温引气被经由高温空气管道进入引气调节部；以及空气分离器，在引气调节部和空气分离器之间连接有常温空气管道，来自引气调节部的经调节的常温空气经常温空气管道进入空气分离器，并被分离为富氧气体和富氮气体，其中，富氧气体通过富氧气体排放管被排放，富氮气体充当惰化气体，被输入到惰化气体分配管中。
18.较佳地，飞机燃油箱惰化系统还包括控制器，控制器能够控制主燃油箱隔离阀、辅助燃油箱隔离阀、压力传感器和补气阀。
19.进一步地，在主燃油箱和辅助燃油箱之间连接有燃油输送管，在燃油输送管上设
置有燃油传输阀，用于控制从辅助燃油箱到主燃油箱的燃油传输。
20.其中，控制器被设置成：在飞机的巡航阶段中，将主燃油箱隔离阀打开，将惰化气体输入到主燃油箱中，以及，当开始从辅助燃油箱到主燃油箱的燃油输送时，打开辅助燃油箱单向阀，用惰化气体对辅助燃油箱进行增压。
21.较佳地，控制器被设置成：在巡航阶段中，交替地打开主燃油箱隔离阀和辅助燃油箱隔离阀，其中，当检测到辅助燃油箱与客舱之间的压差达到第一上限值时，关闭辅助燃油箱隔离阀，打开主燃油箱隔离阀；以及，当检测到压差达到第一下限值时，打开辅助燃油箱隔离阀，关闭主燃油箱隔离阀。
22.较佳地，控制器被设置成：在飞机的下降阶段，控制器能够打开补气阀，从而从辅助燃油箱向主燃油箱补充惰化气体。
23.进一步地，控制器还被设置成：当辅助燃油箱与客舱之间的压差达到第二下限值时，将补气阀关闭。
24.较佳地，主燃油箱包括通气油箱，在辅助燃油箱和通气油箱之间连接有通气管，通气管上设置有通气阀，通气阀与客舱连通，其中，控制器被设置成：在飞机的下降阶段，当辅助燃油箱与客舱之间的压差达到第二上限值时，打开通气阀。该设置可应对下降阶段中客舱失压的问题。
附图说明
25.从附图所示的结构中可以更加清楚地了解本发明的具体实施方式，其中，在附图中：
26.图1示出了本技术的飞机燃油箱惰化系统的示意性结构图。
27.(符号说明)
28.1空气分离器
29.2飞机机翼
30.10主燃油箱
31.11第一分支管
32.12主燃油箱隔离阀
33.13第二通气管
34.20辅助燃油箱
35.21第二分支管
36.22辅助燃油箱隔离阀
37.23压力传感器
38.31富氮气体分配管
39.32燃油输送管
40.33燃油传输阀
41.41第一通气管
42.42通气阀
43.50控制器
具体实施方式
44.下面将结合附图对本发明的具体实施方式进行详细说明。应当了解，附图中所示的仅仅是本发明的较佳实施例，其并不构成对本发明的范围的限制。本领域的技术人员可以在附图所示的实施例的基础上对本发明进行各种显而易见的修改、变型、等效替换，并且在不相矛盾的前提下，以下所描述的不同实施例中的技术特征可以互相任意地组合，这些都落在本发明的保护范围之内。
45.图1示出了本技术的飞机燃油箱惰化系统的示意性结构图。该飞机燃油箱惰化系统包括供气系统，在图中所示的示例性结构中，该供气系统具体包括空气分离器1。该空气分离器1将空气主要分离成两部分，即含有较高氧气含量的富氧气体和含有较高氮气含量的富氮气体。所生成的富氮气体通过从空气分离器1引出的富氮气体分配管31进入到飞机的油箱系统中，如将在以下更详细地描述的。。此处，进入空气分离器1的空气例如可以是来自发动机的发动机引气。
46.较佳地，供气系统还可包括其他装置，例如引气调节装置等，其可对诸如发动机引气之类的具有较高温度的空气进行处理，例如对气体进行降温之类的调节，然后再将气体输入空气分离器1中进行气体分离。在空气分离器1中生成的富氧气体可排出，或者引入到其他需要富氧气体的应用场合中，而富氮气体则被用作惰化气体，通过惰化气体分配管31输送到将在以下更进一步地描述的主燃油箱10和辅助燃油箱20中。
47.接着，惰化气体分配管34分成两条分支管，其中第一分支管11连接到主燃油箱10，第二分支管21连接到辅助燃油箱20。
48.在第一分支管11上设置有主燃油箱隔离阀12，用于控制对主燃油箱10的惰化气体供应。同样地，在第二分支管21上设置有辅助燃油箱隔离阀22，用于控制对辅助燃油箱20的惰化气体的输送。
49.作为较佳的情形，可以在第一分支管11上还设置单向阀、限流孔等部件(未示出)。单向阀能够防止主燃油箱10内油气或者燃油返流到空气分离器1等上游部件中。限流孔例如设置在单向阀的上游，靠近空气分离器1出口，防止过量气体进入主燃油箱10导致燃油箱超压。
50.类似地，在第二分支管21也可设置诸如单向阀、限流孔之类的部件。
51.在主燃油箱10和辅助燃油箱20之间连接有第一通气管41，在第一通气管41上设置有通气阀42。具体来说，第一通气管41连接在辅助燃油箱20和主燃油箱10之间，在加油时能够平衡主燃油箱10和辅助燃油箱20中的气压的作用，并且能够从辅助燃油箱20向主燃油箱10补充惰化气体。
52.如图中示意性地示出的，主燃油箱10设置在飞机机翼上。并且，在飞机机翼2上设置有第二通气管13，环境空气能通过该第二通气管13流入到主燃油箱10中。
53.较佳地，在辅助燃油箱20上还安装有压力传感器26，用于测量辅助燃油箱20中的压力。
54.另外较佳地，在本技术中，还可在辅助燃油箱20上设置客舱引气阀(未示出)，作为备份手段。具体来说，若以上所述的供气系统发生故障而停止工作时，可打开客舱引气阀，利用客舱引气作为备份气源。
55.如图所示，在主燃油箱10和辅助燃油箱20之间还连接有燃油输送管32，用于主燃
油箱10和辅助燃油箱20之间的燃油传输。在燃油输送管32上安装有燃油传输阀33。
56.与之前所提到的设置在第一分支管11和第二分支管21上的限流孔类似，在燃油传输阀33的上游较佳地也设置有燃油传输限流孔(未示出)，用于保护燃油传输阀33不受过高的压降而损坏。
57.本技术的飞机燃油箱惰化系统还包括控制器50，该控制器50能够根据飞机的飞行阶段、诸如压力传感器23测量的辅助燃油箱20中的压力之类的参数等来控制飞机燃油箱惰化系统的操作。控制器50通过有线或无线的方式与主燃油箱隔离阀12、辅助燃油箱隔离阀22、压力传感器23、燃油传输阀33、通气阀42等进行通讯，以控制飞机燃油箱惰化系统的运行。
58.在上述结构的飞机燃油箱惰化系统中，将惰化系统与辅助燃油系统集成设计，这样可发挥辅助燃油箱20存储空间大、耐压能力强的优点，在飞机下降阶段之前利用辅助燃油箱20来存储诸如富氮气体之类的惰化气体，在飞机进入下降阶段之后，利用存储在辅助燃油箱20中的惰化气体来补充主燃油箱10。这样，能够降低下降阶段对发动机引气的消耗，减少发动机的运行负荷。这样，一方面可减少飞机的能耗，另一方面也能降低惰化系统的整体系统重量。
59.而从另一方面来说，引入辅助燃油箱20中的惰化气体还能用于辅助燃油箱20的增压传输功能，同时对辅助燃油箱20也有惰化作用，降低辅助燃油箱20的可燃性。
60.下面将描述以上所述的飞机燃油箱惰化系统的操作过程：
61.当飞机处于地面状态时，飞机的加油面板打开，对主燃油箱10和辅助燃油箱20进行加油，此时第一通气管41上的通气阀42打开，将辅助燃油箱20与主燃油箱10连通，并使主燃油箱10和辅助燃油箱20中的气压保持与大气环境一致。此时，飞机燃油箱惰化系统处于抑制状态，即，主燃油箱隔离阀12和辅助燃油箱隔离阀22关闭，并且燃油传输阀33也关闭。
62.在加油过程中，可通过压力传感器23监测辅助燃油箱20内部相对于客舱内部的压力差
△
p。通过监测该压力差，可对辅助燃油箱20提供超压保护功能。例如，当
△
p超出第一上限值时，例如超出10.5psid，则将由控制器50控制通气阀42打开，直至飞机着陆。或者，也可根据需要设置其他的机械释压阀门来提高安全性。
63.当飞机开始起飞时，飞机燃油箱惰化系统进入工作状态。在飞机离地的时刻，通气阀42关闭，主燃油箱隔离阀12打开，从供气系统向主燃油箱10供应惰化气体。在此阶段，辅助燃油箱隔离阀22关闭。
64.在飞机的巡航阶段，控制器50监测辅助燃油箱20中的燃油量。当辅助燃油箱20中的燃油量低于设定的阈值q
fuel
时，打开燃油传输阀33，开启从辅助燃油箱20到主燃油箱10的燃油传输。在开始燃油传输的同时，辅助燃油箱隔离阀22打开，开始向辅助燃油箱20输入惰化气体，以对辅助燃油箱20增压。与此同时，可以关闭主燃油箱隔离阀12，暂停对主燃油箱10的惰化气体输送。
65.在一种具体的应用场景中，例如在35000英尺(ft)的高度上，所输入的作为惰化气体的富氮气体中的氧浓度低于4％。通过将这样的惰化气体输入到主燃油箱10和辅助燃油箱20中，可有效地降低主燃油箱10和辅助燃油箱20的可燃性。
66.接着，在进行燃油传输以及向辅助燃油箱20输入惰化气体的过程中，由压力传感器23监测辅助燃油箱20中的压力，进而可监测辅助燃油箱20内部相对于客舱内部的压力差
△
p。当该压力差增加到第二上限值，例如达到10psid时，关闭辅助燃油箱隔离阀22，停止对辅助燃油箱20增压。同时，开启主燃油箱隔离阀12，继续对主燃油箱10进行惰化。
67.在对主燃油箱10进行惰化的同时，压力传感器26持续监测辅助燃油箱20中的压力。随着辅助燃油箱20中的燃油被输送给主燃油箱10，辅助燃油箱20中的压力会下降。当辅助燃油箱20中的压力下降到第一下限值，例如下降到9psid时，再次打开辅助燃油箱隔离阀22，继续对辅助燃油箱20进行增压。此时，可以关闭主燃油箱隔离阀12，停止对主燃油箱10的惰化。当辅助燃油箱20中的压力重新达到第二上限值(例如10psid)，关闭辅助燃油箱隔离阀22，停止对辅助燃油箱20的增压。此时，可以打开主燃油箱隔离阀12，继续对主燃油箱10进行增压。
68.上述过程循环往复进行，直到辅助燃油箱20中的燃油耗尽。此时，关闭燃油传输阀33，停止燃油传输。并且，在辅助燃油箱隔离阀22中的压力达到所述上限值之后，辅助燃油箱隔离阀22也关闭，停止对辅助燃油箱20的增压操作。并且，打开主燃油箱隔离阀12，对主燃油箱10进行惰化增压。
69.较佳地，在上述增压和惰化过程中，如果发生故障而使得难以从供气系统供应惰化气体，则可通过所述的客舱引气阀将客舱引气引入辅助燃油箱20中，以作为备用气源。
70.在飞机进入下降阶段时，通气阀42立即开启，存储在辅助燃油箱20中的惰化气体流入主燃油箱10中，辅助燃油箱20较佳地缓慢泄压，直至辅助燃油箱20与客舱之间的压力差
△
p达到第二下限值，该第二下限值小于第一下限值，例如为0.1psid。在压力差
△
p达到第二下限值之后，通气阀42关闭。
71.此外，在下降过程中，辅助燃油箱20对主燃油箱10的泄压要持续到着陆以后，设计预期需要30分钟来完成辅助燃油箱20的泄压，这将覆盖飞机下降的全过程。在此过程中，外界环境中的新鲜空气经由第二通气管13补充到主燃油箱10中，与主燃油箱10中的惰化气体(例如富氮气体)混合。通过对惰化气体流量的控制，可保证航后的主燃油箱10内氧气浓度低于12％的限制值。这样的话，一直到下一次飞行之前主燃油箱10都能处于惰化状态。
72.在飞机着陆之后，主燃油箱隔离阀12关闭，飞机燃油箱惰化系统停止运行。从以上描述可以看到，在下降阶段，辅助燃油箱20始终处于泄压过程，没有外界空气进入到辅助燃油箱20中，因此在着陆后一直到下次飞行前，辅助燃油箱20都将维持惰化状态，降低其在地面阶段的可燃性。
73.实验表明，本技术的上述结构的飞机燃油箱惰化系统及其对应操作方式允许取消现有技术中的大流量模式，仅保留小流量模式，仍能保证航程结束之后主燃油箱10和辅助燃油箱20中的氧气浓度低于防爆标准，即低于12％。具体示例如下：
74.以飞机的主燃油箱气相空间体积为17m3，辅助燃油箱气相空间体积为17m3，以及35000ft巡航阶段为例。通常来说，小流量模式巡航阶段的富氮气体流量4g/s(对应的大流量为小流量的4倍)，该富氮气体的氧气浓度为4％以下。
75.实验表明，飞机的巡航阶段累计增压耗时123min，发动机耗油率35kg/min，辅助燃油箱支持发动机供油超过360min，飞机巡航阶段飞行时间超过720min。这表明对辅助燃油箱进行增压的耗时仅占巡航阶段的小部分，对惰化系统对主燃油箱的惰化功能没有显著影响。
76.进一步地，在35000ft的条件下，客舱相对环境压力差为8.17psid，辅助燃油箱增
压后相对客舱压差为10psid。按照蒙特卡罗要求的下降率计算，下降阶段耗时20.4min，地面环境压力14.7psia，35000ft条件下大气压力3.459psia。下降阶段主燃油箱富氮气体流量平均流量5g/s，氧气浓度6％。
77.根据以上参数，在单舱掺混模型条件下，使用本技术的飞机燃油箱惰化系统，计算得到航后结束主燃油箱平均氧气浓度如下：
78.下降阶段中央翼气相空间累计通过氧气质量(单位：kg)为a＝4.1466；
79.下降阶段中央翼气相空间累计通过空气质量(单位：kg)为b＝35.5653；
80.由此，氧气浓度c＝a/b＝11.66％《12％。
81.可见，使用本技术的飞机燃油箱惰化系统，在不使用大流量模式的条件下，主燃油箱中的氧气浓度小于12％，符合可燃性标准。而且，如上所述，由于在下降阶段辅助燃油箱始终处于泄压过程，没有外界空气进入，因此解决了地面阶段辅助燃油箱的可燃性超标的问题。

技术特征：

1.一种飞机燃油箱惰化系统，所述飞机燃油箱惰化系统包括供气系统，用于向主燃油箱和辅助燃油箱供应惰化气体，其特征在于，所述飞机燃油箱惰化系统还包括：惰化气体分配管，所述惰化气体分配管延伸自所述供气系统，并分成第一分支管和第二分支管，所述第一分支管连接到所述主燃油箱，在所述第一分支管中设置有主燃油箱隔离阀，所述第二分支管连接到所述辅助燃油箱，在所述第二分支管中设置有辅助燃油箱隔离阀；以及第一通气管，所述第一通气管连接在所述主燃油箱和所述辅助燃油箱之间，并且在所述第一通气管中设置有通气阀，用于从辅助燃油箱向所述主燃油箱补充惰化气体。2.如权利要求1所述的飞机燃油箱惰化系统，其特征在于，所述辅助燃油箱上设置有压力传感器，所述压力传感器能够测量所述辅助燃油箱中的压力，从而监测所述辅助燃油箱与飞机的客舱之间的压差。3.如权利要求1所述的飞机燃油箱惰化系统，其特征在于，还包括：主燃油箱单向阀，所述主燃油箱单向阀设置在所述第一分支管上；和/或辅助燃油箱单向阀，所述辅助燃油箱单向阀设置在所述第二分支管上。4.如权利要求1所述的飞机燃油箱惰化系统，其特征在于，所述供气系统包括：空气分离器，所述空气分离器将空气分离为富氧气体和富氮气体，其中，所述富氧气体被排放，所述富氮气体充当所述惰化气体，被输入到所述惰化气体分配管中。5.如权利要求2所述的飞机燃油箱惰化系统，其特征在于，所述飞机燃油箱惰化系统还包括控制器，所述控制器能够控制所述主燃油箱隔离阀、所述辅助燃油箱隔离阀、所述压力传感器和所述通气阀。6.如权利要求5所述的飞机燃油箱惰化系统，其特征在于，在所述主燃油箱和所述辅助燃油箱之间连接有燃油输送管，在所述燃油输送管上设置有燃油传输阀，用于控制从所述辅助燃油箱到所述主燃油箱的燃油传输。7.如权利要求6所述的飞机燃油箱惰化系统，其特征在于，所述控制器被设置成：当检测到所述辅助燃油箱与所述客舱之间的压差超出第一上限值时，打开所述通气阀，提供对所述辅助燃油箱的超压保护。8.如权利要求6所述的飞机燃油箱惰化系统，其特征在于，所述控制器被设置成：在所述飞机的巡航阶段中，将所述主燃油箱隔离阀打开，将所述惰化气体输入到所述主燃油箱中，以及，当开始从所述辅助燃油箱到所述主燃油箱的燃油输送时，打开所述辅助燃油箱单向阀，用所述惰化气体对所述辅助燃油箱进行增压。9.如权利要求8所述的飞机燃油箱惰化系统，其特征在于，所述控制器被设置成：在所述巡航阶段中，交替地打开所述主燃油箱隔离阀和所述辅助燃油箱隔离阀，其中，当检测到所述辅助燃油箱与所述客舱之间的压差达到第二上限值时，关闭所述辅助燃油箱隔离阀，打开所述主燃油箱隔离阀；以及，当检测到所述压差达到第一下限值时，打开所述辅助燃油箱隔离阀，关闭所述主燃油箱隔离阀。10.如权利要求6所述的飞机燃油箱惰化系统，其特征在于，所述控制器被设置成：在所述飞机的下降阶段，所述控制器能够打开所述通气阀，从而从所述辅助燃油箱向所述主燃油箱补充惰化气体。11.如权利要求10所述的飞机燃油箱惰化系统，其特征在于，所述控制器设置成：当所
述辅助燃油箱与所述客舱之间的压差达到第二下限值时，将所述通气关闭。12.如权利要求6所述的飞机燃油箱惰化系统，其特征在于，还包括第二通气管，所述第二通气管连接到所述主燃油箱，并且在飞机的下降阶段，外部环境中的空气能够经由所述第二通气管进入所述主燃油箱。

技术总结

一种飞机燃油箱惰化系统包括供气系统，用于向主燃油箱和辅助燃油箱供应惰化气体。其中，飞机燃油箱惰化系统还包括：惰化气体分配管，该惰化气体分配管延伸自供气系统，并分成第一分支管和第二分支管，第一分支管连接到主燃油箱，在第一分支管中设置有主燃油箱隔离阀，第二分支管连接到辅助燃油箱，在第二分支管中设置有辅助燃油箱隔离阀；以及补气管，补气管连接在主燃油箱和辅助燃油箱之间，并且在补气管中设置有补气阀，从而能够从辅助燃油箱向主燃油箱补充惰化气体。这样的结构有助于减少惰化系统的引气需求量，并且能在地面阶段降低辅助燃油箱的可燃性。低辅助燃油箱的可燃性。低辅助燃油箱的可燃性。