阅读说明：本技术 飞行器燃料箱惰化控制系统、判定和控制方法及飞行器 (Aircraft fuel tank inerting control system, determining and controlling method and aircraft ) 是由 皮埃尔·若曼 于 2019-09-05 设计创作，主要内容包括：本公开涉及飞行器燃料箱惰化控制系统、判定和控制方法及飞行器。提供了判定是否有必要使飞行器燃料箱(11)惰化的方法。该方法包括：提供(101、701)指示补充燃料之后燃料箱中的燃料(F)的温度或者指示在飞行器的预计出发时间和地点处的温度的温度值；以及基于所述温度值,判定(102、702)是否有必要使飞行器燃料箱(11)惰化。还提供了控制向燃料箱(11)供应惰化气体的方法(1),以及飞行器燃料箱惰化控制系统(201、801)。还提供了包括燃料箱和飞行器燃料箱惰化控制系统的飞行器、判定是否移除飞行器燃料箱惰化装置的一个或更多个部件的方法、适配飞行器的方法及包括缺少一个或更多个部件的飞行器燃料箱惰化装置的操作性飞行器。(The disclosure relates to an aircraft fuel tank inerting control system, a determination and control method and an aircraft. A method of determining whether it is necessary to inerte an aircraft fuel tank (11) is provided. The method comprises the following steps: providing (101, 701) a temperature value indicative of the temperature of the fuel (F) in the fuel tank after refueling or indicative of the temperature at the expected departure time and location of the aircraft; and determining (102, 702), on the basis of said temperature value, whether it is necessary to inertize the aircraft fuel tank (11). A method (1) of controlling the supply of inerting gas to a fuel tank (11) is also provided, as well as an aircraft fuel tank inerting control system (201, 801). An aircraft including a fuel tank and an aircraft fuel tank inerting control system, a method of determining whether to remove one or more components of an aircraft fuel tank inerting device, a method of adapting an aircraft, and an operational aircraft including an aircraft fuel tank inerting device lacking one or more components are also provided.)

飞行器燃料箱惰化控制系统、判定和控制方法及飞行器

技术领域

本公开涉及飞行器燃料箱惰化。

本发明涉及飞行器燃料箱惰化。更具体地但非排他性地，本发明涉及一种判定是否将需要使飞行器燃料箱惰化的方法。本发明还涉及控制一个或更多个飞行器燃料箱的惰化的方法、飞行器燃料箱惰化控制系统、飞行器和软件产品。本发明还涉及判定是否移除飞行器燃料箱惰化装置的一个或更多个部件的方法、适配飞行器的方法以及包括缺少一个或更多个部件的飞行器燃料箱惰化装置的操作性飞行器。

背景技术

对于本领域技术人员而言公知的是，向飞行器燃料箱提供惰化气体(通常为贫氧空气)以降低在燃料箱中发生***的可能性。已知的是，在飞行的上升阶段和下降阶段期间向飞行器燃料箱提供惰化气体并且在飞行的巡航阶段期间不提供惰化空气。然而，这样的方法可能相当浪费惰化气体并且在将惰化气体供应至燃料箱的方式方面相当随意。此外，空气分离模块(通常被称为ASM)或催化剂——这两者通常用于提供贫氧空气——需要在一定量的使用之后更换。因此期望仅在需要时使用这样的ASM或催化剂。

US2006/0021652描述了可以基于对燃料箱外部的温度和压力的测量以及燃料箱内部的传感器测量而以更受控制的方式将惰化气体供应至燃料箱。GB2520728描述了基于比如上升速率、下降速率、高度和姿态之类的飞行参数以及比如位于燃料箱中的气体传感器的输出之类的传感器输出对惰化气体的供应。这样的布置是基于即时测量和读数的，而没有将预计的飞行器状况考虑在内，也没有将燃料本身的温度考虑在内。

EP3037353描述了基于飞行器目的地处的温度对惰化系统的控制。

本发明试图减轻上述问题。替代性地或另外，本发明试图提供判定是否需要使一个或更多个燃料箱惰化的改进方法和/或控制飞行器燃料箱惰化系统的改进方法。

发明内容

根据本发明的第一方面，提供了一种判定是否有必要使经补充燃料的含有燃料的飞行器燃料箱惰化的方法，该方法包括：提供指示补充燃料之后的燃料温度的温度值；以及基于所述温度值，判定是否有必要使飞行器燃料箱惰化。

申请人已经发现可以使用在燃料加注时的燃料温度来判定在飞行期间是否将有必要使燃料箱惰化。因此，可以在整个飞行中停用燃料箱惰化系统，从而节省能量和燃料。因此，该方法可以包括：判定对于基本上所有即将到来的飞行(即下一次飞行)是否有必要使飞行器燃料箱惰化。

本领域技术人员将认识到，补充燃料本身不一定是本发明的方法的一部分。

短语“补充燃料之后”通常表示补充燃料之后立刻的、并且通常在飞行器运动(比如从支架后推或滑行)之前的燃料温度。

指示补充燃料之后的燃料温度的温度值可以是测量温度值或预测温度值。例如，提供所述温度值可以包括：在燃料加注过程之前、燃料加注过程期间或燃料加注过程之后测量燃料箱中的燃料的温度。因此，该方法可以包括：测量指示补充燃料之后的燃料温度的温度。这样的测量将通常在开始飞行之前(例如，在起飞之前)发生。提供所述温度值可以包括：在将燃料提供至燃料箱之前例如在燃料加注车中、在(例如燃料加注车与飞行器燃料箱之间的)燃料加注导管中或者在燃料储存设施中(例如静态燃料库中)测量燃料的温度。提供所述温度可以包括：测量环境大气温度。如上面所提到的，指示补充燃料之后的燃料温度的温度值可以是预测温度值。这样的预测值可以基于测量值；例如，可以在第一时间点处采集温度的测量值(例如，在燃料加注车中测量的燃料温度)，以及在采集所测量的温度值之后获知例如燃料的热历史而从该测量值导出预测温度值。为避免疑义，指示温度可以是燃料的测量温度。该方法可以包括：测量燃料的温度。

该方法可以可选地包括：向含有现有燃料的燃料箱提供补充燃料。该方法可以可选地包括：提供第一温度值，该第一温度值指示在补充燃料期间向燃料箱提供的补充燃料的温度；提供第二温度值，该第二温度值指示在补充燃料之前存在于燃料箱中的现有燃料的温度；以及基于第一温度值和第二温度值，判定是否有必要使燃料箱惰化。

该方法还可以包括：提供指示输送至燃料箱的补充燃料的体积的第一体积值和指示现有燃料的体积的第二体积值；以及基于第一体积値和第二体积値以及第一温度值和第二温度值，判定是否有必要使燃料箱惰化。

判定是否有必要使燃料箱惰化可以包括：将所述温度值与预定温度值进行比较。预定值可以与飞行器燃料的性质——比如飞行器燃料的可燃性极限，例如可燃性下限——有关。比较可以包括计算预定值与指示温度之间的差。例如，如果指示温度比预定值(例如，燃料可燃性下限)低至少一定的余量(例如，比如5℃至10℃)，则这可以表明不需要为燃料箱提供惰化气体。如果指示温度不比预定值低所述余量，则这可以表明需要将惰化气体供应至燃料箱。本领域技术人员将认识到，可以使用更复杂的数学关系。例如，可以将因子或幂中的一者或两者应用于指示温度和/或预定值。

判定是否有必要使燃料箱惰化可以可选地包括：考虑一个或更多个飞行相关参数，比如预测飞行计划、预测最大飞行器高度、预测上升时间、预测下降时间、指示目的地温度的温度(比如在预测着陆时间时的空气温度)、指示当地温度的温度(比如起飞前的当地空气温度)、起飞前的预测时间、预测飞行距离、预测飞行时间、在起飞前所述一个或更多个燃料箱中的燃料量、在前一次飞行中是否提供了惰化气体、以及(可选地在着陆时)在所述一个或更多个燃料箱中的预测燃料量。本领域技术人员将认识到，该列表是不详尽的。

如上面所提到的，判定是否有必要使燃料箱惰化可以包括：将所述指示温度值与预定温度值进行比较。该方法可以包括：将所述指示温度值与预定温度值进行比较并考虑一个或更多个飞行相关参数。例如，如果所述指示温度值是相对高的(例如，在燃料加注时的燃料温度比预定值低但低了将通常表示需要进行惰化的量)，但是当地空气温度足够低使得人们将期望燃料在燃料箱中冷却一次，则可以判定不需要使燃料箱惰化。相反地，如果在燃料加注时的燃料温度是低的但是当地空气温度是相对高的，并且如果在长时间内不预期起飞，则可以判定有必要使一个或更多个燃料箱惰化。可以考虑其他飞行相关参数，比如由太阳辐射引起的加热、在使用燃料来冷却液压系统的情况下对燃料的加热、或者在燃料用作用于飞行器空调的散热器时对燃料的加热。

判定是否有必要使一个或更多个燃料箱惰化可以可选地包括：感测燃料箱中的燃料上方的气体(如果存在)的氧气含量。如果燃料上方的气体具有相对低的氧气水平，则将不太可能需要使燃料箱惰化。

关于是否有必要使燃料箱惰化的初始判定优选地在起飞之前、可选地在起飞前的滑行之前、可选地在补充燃料之后移动之前(例如在收小油门(power-back)或后推之前)、并且可选地在启动飞行器的发动机之前执行。在适当的情况下，这有助于在整个飞行中禁用飞行器燃料箱惰化系统。本领域技术人员将认识到，如果需要，将完全可以在飞行之前、飞行期间或飞行之后重新启动飞行器燃料箱惰化系统。

该方法可以包括：(在初始判定之后)进行关于是否有必要使燃料箱惰化的第二判定。例如，可以在飞行中进行第二判定。替代性地或另外，如果存在可能影响燃料箱环境的各种参数中的任何参数的实质性的、(且可选的)意外的改变，例如环境温度的意外改变、对飞行计划的改变和/或延迟起飞，则可以进行第二判定。该第二判定可以基于一个更或多个飞行参数。

该方法可以包括：提供指示是否有必要使燃料箱惰化的信号。

可以使用本发明的第一方面的方法来判定是否有必要使多于一个的燃料箱惰化。

根据本发明的第二方面，提供了一种控制经补充燃料的飞行器燃料箱的惰化的方法，该方法包括：提供指示补充燃料之后的燃料温度的温度值；以及基于所述温度值，判定是否有必要使飞行器燃料箱惰化；以及基于所述判定，控制向飞行器燃料箱提供惰化气体。

本发明的第一方面的方法描述了：提供指示补充燃料之后的燃料温度的温度值；以及基于所述温度值，判定是否有必要使飞行器燃料箱惰化。因此，本发明的第二方面的方法可以包括本发明第一方面的方法的任何特征。例如，提供指示补充燃料之后的燃料温度的温度值可以如上面关于本发明的第一方面的方法所描述的那样。

控制向飞行器燃料箱提供惰化气体可以在起飞之前并且可选地在启动发动机之前发生。

控制向飞行器燃料箱提供惰化气体可以包括：针对基本上所有即将到来的(即下一次)飞行，控制向飞行器燃料箱提供惰化气体。

如果判定有必要提供惰化气体，则可以可选地在起飞、上升和巡航中的一个或更多者期间提供惰化气体，可选地在起飞、上升、以及巡航阶段的前50％中的一个或更多者期间提供惰化气体，并且可选地在起飞、上升期间提供惰化气体，并且还可选地在巡航阶段的前50％期间提供惰化气体。

飞行器可以包括用于向飞行器燃料箱供应惰化气体的飞行器燃料箱惰化装置。这样的燃料箱惰化装置通常基于下述两种技术中的一种技术；空气分离模块(空气分离模块通常使用中空纤维操作)和催化惰化剂(inerters)(催化惰化剂通常在催化剂存在下使液面上方的气体(ullage)与氧气反应以从空气中去除氧气并将惰性反应产物馈送至燃料箱)，在http://blog.parker.com/catalytic-inerting-technology％3A-next-generation-fuel-tank-inerting-solution中描述了空气分离模块和催化惰化剂这两者。这样的燃料箱惰化装置通常包括用于引入空气的入口(通常在使用中联接至空气源，比如发动机排放管线或鼓风机)，这样的燃料箱惰化装置可选地包括：用于从空气中去除臭氧的臭氧去除器、用于减少空气中的氧气含量的装置(比如空气分离模块或用于催化氧气与液面上方的气体之间的反应的催化剂)、用于降低气体的温度的冷却器(通常用于降低被引入至用于减少空气中的氧气含量的装置的空气的温度，比如热交换器，或者用于降低要供应至燃料箱的任何气体的温度)以及用于将贫氧空气(也被称为氮增强空气)输送至燃料箱的出口。控制向飞行器燃料箱提供惰化气体可以包括：禁用飞行器燃料箱惰化装置。禁用飞行器燃料箱惰化装置可以允许节省大量燃料并且可以帮助延长飞行器燃料箱惰化装置的一个或更多个部件的寿命(例如，ASM或催化剂将通常需要在一定量的使用之后更换)。禁用飞行器燃料箱惰化装置意味着：燃料箱惰化装置无法操作，直到该飞行器燃料箱惰化装置被重新启用为止。禁用飞行器燃料箱惰化装置可以在起飞之前、可选地在滑行之前并且可选地在启动飞行器的发动机之前发生。禁用飞行器燃料箱惰化装置可以可选地包括：移除飞行器燃料箱惰化装置的一个或更多个部件，例如空气分离模块或催化剂。这会是有益的，因为这会减轻飞行器的重量。例如，如果用于飞行器的预定飞行计划是要在寒冷的气候中运行很长一段时间，则移除飞行器燃料箱惰化装置的一个或更多个部件可能是有益的。禁用飞行器燃料箱惰化系统可以可选地包括：操作一个或更多个阀以阻止惰化气体通入燃料箱中、可选地阻止气体通入并通过任何空气分离模块或催化剂(从而增加空气分离模块或催化剂的寿命。

禁用飞行器燃料箱惰化装置可以例如由飞行机组成员手动执行，可选地响应于能够允许禁用飞行器燃料箱惰化装置的指示(例如，视觉或听觉指示)手动执行。替代性地或另外，禁用飞行器燃料箱惰化装置可以自动地(即在没有人为干预的情况下)执行。在这种情况下，例如，指示燃料在其被输送至燃料箱时的温度的信号可以被输送至飞行器燃料箱惰化装置，所述信号与“在即将到来的飞行中不需要操作燃料箱惰化装置”一致。

可以针对基本上所有即将到来的(即下一次)飞行来禁用飞行器燃料箱惰化装置。

为避免疑义，控制向飞行器燃料箱提供惰化气体可以包括向飞行器燃料箱提供惰化气体。

本发明的第二方面的方法可以包括：(在初始判定之后)进行关于是否有必要使燃料箱惰化的第二判定；以及基于第二判定，控制向燃料箱提供惰化气体。如上面关于本发明的第一方面的方法所描述的，例如，如果任何飞行相关参数发生了改变，这可能影响燃料的可燃性，则可能期望进行关于是否有必要使燃料箱惰化的第二判定。

可以使用本发明的第二方面的方法来控制向多于一个的飞行器燃料箱提供惰化气体。

根据本发明的第三方面，提供了一种飞行器燃料箱惰化控制系统，该飞行器燃料箱惰化控制系统包括：

飞行器燃料箱惰化装置，该飞行器燃料箱惰化装置用于将惰化气体输送至飞行器燃料箱；

温度输入模块，该温度输入模块用于获取指示补充燃料之后的燃料温度的温度；以及

控制模块，该控制模块用于控制飞行器燃料箱惰化装置的操作，并且该控制模块配置成接收来自温度输入模块的根据补充燃料之后的燃料温度的输出，并且配置成根据温度输入模块的输出来控制飞行器燃料箱惰化装置的操作。

本领域技术人员将认识到，燃料箱和燃料两者都不是本发明的第三方面的飞行器燃料箱惰化控制系统的特征。

飞行器燃料箱惰化控制系统可以配置成执行本发明的第一方面和/或第二方面的方法。

飞行器燃料箱惰化控制系统可以包括联接至温度输入模块的温度传感器，该温度传感器用于提供指示补充燃料之后的燃料温度的温度。传感器可以位于燃料箱中或燃料导管中，燃料可以通过燃料导管被输送至燃料箱。

飞行器燃料箱惰化控制系统可以包括飞行相关参数输入模块。控制模块可以配置成接收来自飞行相关参数输入模块的输出，并且可以配置成根据飞行相关参数输入模块的输出来控制飞行器燃料箱惰化装置的操作。上面关于本发明的第一方面的方法论述了这样的飞行相关参数。

飞行器燃料箱惰化装置可以可选地包括惰化气体源。惰化气体源可以例如包括入口和能够减少通过入口输送的气体中的氧气含量的氧气减少器(比如空气分离模块或催化剂)。替代性地，惰化气体源可以包括具有比空气的氧气含量(21％)低的氧气含量的惰化气体源。例如，惰化气体源可以包括氮气源。飞行器燃料箱惰化装置可以包括微粒过滤器。飞行器燃料箱惰化装置可以包括臭氧去除器，该臭氧去除器可选地位于用于减少气体中的氧气含量的装置的上游。飞行器燃料箱惰化装置可以包括冷却器，该冷却器可选地布置在用于减少气体中的氧气含量的装置的上游。冷却器可以包括可选地设置有旁路的热交换器。飞行器燃料箱惰化装置可以包括用于将惰化气体输送至燃料箱的出口。飞行器燃料箱惰化装置可以包括用于控制通过飞行器燃料箱惰化装置的气体流量的一个或更多个阀。

如上面所提到的，控制模块配置成根据温度输入模块的输出来控制飞行器燃料箱惰化装置的操作。在这方面，例如，控制模块可以配置成控制用于控制通过飞行器燃料箱惰化装置的气体流量的一个或更多个阀的操作。

根据本发明的第四方面，提供了一种判定是否有必要使具有从出发地点的预期出发日期的飞行器的飞行器燃料箱惰化的方法，该方法包括：提供指示在预期出发日期出发地点处的最高温度的温度值；以及基于所述温度值，判定是否有必要使飞行器燃料箱惰化。

申请人已经发现，在后续出发地点处的温度确定是否有必要使飞行器燃料箱惰化。然而，尽管飞行器将在抵达后一天左右离开目的地是一个好的假设，但是通常不知道飞行器将在一天中的何时出发。因此，为了判定是否有必要使燃料箱惰化，申请人已经确定人们应当使用最高温度。出发地点处的最高温度优选地为环境空气温度。

预期出发地点将通常被提供为GPS坐标或机场代码(例如，IATA代码)。

预期出发日期可以与判定是否有必要使飞行器燃料箱惰化的日期相同。预期出发日期可以是在判定是否有必要使飞行器燃料箱惰化的日期之后的一天或更多天。

出发地点可以是当地地点、即在进行判定时飞行器所处的位置。因此，可以在飞行器定位为所述出发地点时提供所述温度值。

出发地点可以是飞行器的预期目的地，即飞行器计划前往的某个地方，并且飞行器下一次将从此处出发。因此，温度值可以指示目的地处的最高温度。因此，可以在飞行器不处于所述出发地点处但计划前往所述出发地点时提供所述温度值。因此，可以在飞行器处于飞行中时提供所述温度值。可以在飞行器起飞前往所述目的地之前提供所述温度值。因此，如果已知在飞行器下一次预计起飞时将可能是冷的(例如目的地具有寒冷气候)，则可以判定没有必要使飞行器燃料箱惰化。相反地，如果已知在飞行器下一次预计起飞时将可能是热的(例如在某些沙漠地点的下午)，则可以判定将有必要使飞行器燃料箱惰化。

温度值可以是预测值，例如，由关于出发地点的天气预报提供的值。温度可以是在预期出发日期的关于出发地点的天气预报中预测的最高温度。

温度值可以基于例如基于飞行器的出发日期和预期出发时间的统计数据。统计数据可以是历史统计数据。

最高温度应当反映在飞行器可能离开出发地点的日期的最高温度。由于出发地点处的最高温度将不会在几天的周期内显著改变，因此最高温度可以基于判定是否有必要使燃料箱惰化的日期或者在该判定日期的任一侧最多15天来确定。

本领域技术人员将认识到，最高温度不需要反映在特定日期或特定日期附近记录的最高温度。以这种方式，最高温度可以有效地忽略或舍弃统计离群值。因此温度是可能的最高温度。

最高温度可以是平均温度、中值温度或模态温度。例如，考虑到从出发地点出发的可能日期，最高温度可以是平均最大每日温度、中值最大每日温度或模态最大每日温度。例如，考虑到从出发地点出发的可能日期，最高温度可以是平均最大每日温度。

因此，例如，最高温度可以基于百分位数。百分位数可以可选地为至少第70百分位数、可选地为至少第80百分位数并且可选地为至少第90百分位数。百分位数可以可选地不超过第98百分位数、可选地不超过第95百分位数、可选地不超过第90百分位数并且可选地不超过第80百分位数。

如在本发明的第一方面的方法中那样，判定是否有必要使燃料箱惰化可以包括：将所述温度值与预定温度值进行比较。对所述温度值与预定值的这种比较可以包括上面关于本发明的第一方面所描述的那些特征。

如在本发明的第一方面的方法中那样，判定是否有必要使燃料箱惰化可以可选地包括考虑一个或更多个飞行相关参数，比如预测飞行计划、预测最大飞行器高度、预测上升时间、预测下降时间、指示目的地温度的温度(比如在预测着陆时间时的空气温度)、指示当地温度的温度(比如起飞前的当地空气温度)、起飞前的预测时间、预测飞行距离、预测飞行时间、在起飞前所述一个或更多个燃料箱中的燃料量、在前一次飞行中是否提供了惰化气体、以及(可选地在着陆时)在所述一个或更多个燃料箱中的预测燃料量。考虑一个或更多个飞行相关参数可以包括上面关于本发明的第一方面所描述的那些特征。

与本发明的第一方面的方法一样，该方法可以包括(在初始判定之后)进行关于是否有必要使燃料箱惰化的第二判定。例如，如果预期出发日期改变，或者如果出发地点改变(例如，如果飞行器的目的地改变)，则可以进行第二判定。

与本发明的第一方面一样，可以使用本发明的第四方面的方法来确定是否有必要使多于一个的燃料箱惰化。

为避免疑义，本发明的第四方面的方法可以包括本发明的第一方面的方法的一个或更多个特征(并且，本发明的第一方面的方法可以包括本发明的第四方面的方法的一个或更多个特征)，只要所述特征不是与相应的方法不相容的即可。

根据本发明的第五方面，提供了一种控制具有预期出发地点和预期出发日期的飞行器的飞行器燃料箱的惰化的方法，该方法包括：提供指示在预期出发日期预期出发地点处的最高温度的温度值；以及基于所述温度值，判定是否有必要使飞行器燃料箱惰化；以及基于所述判定，控制向飞行器燃料箱提供惰化气体。

本发明的第五方面的方法可以包括上面关于本发明的第四方面所描述的那些特征中的任何特征。

可选地，如果判定应当提供惰化气体，则可以在飞行的下述阶段中的一者或更多者期间向飞行器燃料箱提供惰化气体：巡航、下降、进场、着陆、滑行以及停靠，可选地在下述阶段中的一者或更多个者期间向飞行器燃料箱提供惰化气体：巡航的最后50％(可选地为巡航的最后一小时)、进场、着陆、滑行以及停靠。可以在巡航的最后50％或最后一小时期间、在下降和进场期间提供惰化气体。

可以提供飞行器燃料箱惰化装置。该飞行器燃料箱惰化装置可以包括如上面关于本发明第二方面所描述的飞行器燃料箱惰化装置的一个或更多个特征。此外，控制使用飞行器燃料箱惰化装置向飞行器燃料箱提供惰化气体可以如上面关于本发明的第二方面所描述的那样执行。

出发地点可以是飞行器的目的地，并且如果基于在预期出发日期飞行器的预期出发地点处的最高温度确定需要提供惰化气体，则该方法可以包括在飞行器的飞行或运动的巡航阶段、下降阶段和滑行阶段中的至少一者中向燃料箱提供惰化气体。这向燃料箱提供了惰化气体，使得燃料箱意在基于出发地(departure)处的最高温度来为下一次飞行做好准备。

根据本发明的第六方面，提供了一种飞行器燃料箱惰化控制系统，该飞行器燃料箱惰化控制系统包括：

飞行器燃料箱惰化装置，该飞行器燃料箱惰化装置用于将惰化气体输送至飞行器燃料箱；

温度输入模块，该温度输入模块用于获取指示在预期出发日期飞行器的预期出发地点处的最高温度的温度；以及

控制模块，该控制模块用于控制飞行器燃料箱惰化装置的操作，并且该控制模块配置成接收来自温度输入模块的根据指示在预期出发日期飞行器的预期出发地点处的最高温度的温度的输出，并且配置成根据温度输入模块的输出来控制飞行器燃料箱惰化装置的操作。

本发明的第六方面的飞行器燃料箱惰化装置可以包括本发明的第三方面的飞行器燃料箱惰化装置的那些特征。

本领域技术人员将认识到，燃料箱和燃料两者都不是本发明的第六方面的飞行器燃料箱惰化控制系统的特征。

飞行器燃料箱惰化控制系统可以配置成执行本发明的第四方面和/或第五方面的方法。

温度输入模块可以配置成接收来自远程源的指示在预期出发日期飞行器的预期出发地点处的最高温度的所述温度。替代性地或此外，温度输入模块可以配置成询问温度数据库以提供指示在预期出发日期飞行器的预期出发地点处的最高温度的温度。

飞行器燃料箱惰化控制系统可以包括飞行相关参数输入模块。控制模块可以配置成接收来自飞行相关参数输入模块的输出并且可以配置成根据飞行相关参数输入模块的输出来控制飞行器燃料箱惰化装置的操作。上面关于本发明的第一方面的方法论述了这样的飞行相关参数。

飞行器燃料箱惰化装置可以可选地包括惰化气体源。惰化气体源可以例如包括入口和能够减少通过入口输送的气体中的氧气含量的氧气减少器(比如空气分离模块或催化剂)。替代性地，惰化气体源可以包括具有比空气的氧气含量(21％)低的氧气含量的惰化气体源。例如，惰化气体源可以包括氮气源。飞行器燃料箱惰化装置可以包括微粒过滤器。飞行器燃料箱惰化装置可以包括臭氧去除器，该臭氧去除器可选地位于用于减少气体中的氧气含量的装置的上游。飞行器燃料箱惰化装置可以包括冷却器，该冷却器可选地布置在用于减少气体中的氧气含量的装置的上游。冷却器可以包括可选地设置有旁路的热交换器。飞行器燃料箱惰化装置可以包括用于将惰化气体输送至燃料箱的出口。飞行器燃料箱惰化装置可以包括用于控制通过飞行器燃料箱惰化装置的气体流量的一个或更多个阀。

如上面所提到的，控制模块配置成根据温度输入模块的输出来控制飞行器燃料箱惰化装置的操作。在这方面，例如，控制模块可以配置成控制用于控制通过飞行器燃料箱惰化装置的气体流量的一个或更多个阀的操作。

根据本发明的第七方面，提供了一种判定是否移除飞行器燃料箱惰化装置的一个或更多个部件的方法，该飞行器燃料箱惰化装置构造成向飞行器燃料箱提供惰化气体，

该方法包括：预估所述飞行器在至少4周的周期内的所在地；

提供反映飞行器在所述周期内的预估所在地的温度；

以及基于所述温度，判定是否有必要向燃料箱提供惰化气体，并且基于所述判定，决定是否移除飞行器燃料箱惰化装置的一个或更多个部件。

本领域技术人员将认识到，飞行器燃料箱和飞行器燃料箱惰化装置不是本发明的第七方面的方法的一部分。

特别地，短途飞行器将通常在受地理限制的区域中飞行。例如，短途飞行器可能仅在北欧飞行。申请人已经发现，如果飞行器长时间(例如说4周)被限制在某个地理区域，并且在该时间周期内温度可能足够冷，则可以移除飞行器燃料箱惰化装置的一个或更多个部件。例如，如果在所述周期内将没有必要使飞行器惰化，则可以移除一个或更多个飞行器部件。那些部件中的一些部件是相对重的，因此移除不必要的部件可能有益于减少燃料的使用。

温度可选地为空气温度。

温度可以是平均预测温度、模态预测温度或中值预测温度。温度可以是平均预测最高温度、模态预测最高温度或中值预测最高温度。温度可以是百分位数温度、例如每日最高温度的百分位数，例如每日最高温度的至少第75百分位数。

该周期可以是至少6周，可选地为至少8周，并且可选地为至少12周。

本发明的第七方面的方法可以包括上面参照本发明的第一方面和第四方面所描述的那些特征，只要那些特征不是与本发明的第七方面的方法不相容的即可。

根据本发明的第八方面，提供了一种适配飞行器的方法，该方法包括：根据本发明的第七方面的方法，判定是否移除飞行器燃料箱惰化装置的一个或更多个部件；以及如果所述判定是飞行器燃料箱惰化装置的一个或更多个部件能够被移除，则移除飞行器燃料箱惰化装置的一个或更多个部件。

这样的燃料箱惰化装置通常包括用于引入空气或其他入口气体的入口(通常在使用中联接至空气源，比如发动机排放管线或鼓风机)，这样的燃料箱惰化装置可选地包括：用于从空气中去除臭氧的臭氧去除器、用于减少空气中的氧气含量的装置(比如空气分离模块或用于催化氧气与液面上方的气体之间的反应的催化剂)、用于降低气体的温度的冷却器(通常用于降低被引入至用于减少空气中的氧气含量的装置的空气的温度，比如热交换器，或者用于降低要供应至燃料箱的任何气体的温度)以及用于将贫氧空气(也被称为氮增强空气)输送至燃料箱的出口。本发明的第八方面的方法可以包括：移除上述特征中的一个或更多个特征。具体地，该方法可以包括：移除用于减少空气中的氧气含量的装置(例如，空气分离模块或催化剂)。

本发明的第八方面的方法可以包括上面关于本发明的第二方面和第五方面所描述的特征，只要那些特征不是与本发明的第八方面的方法不相容的即可。

根据本发明的第九方面，提供了一种操作性飞行器，该操作性飞行器包括飞行器燃料箱惰化装置，该飞行器燃料箱惰化装置缺少一个或更多个部件，使得该飞行器燃料箱惰化装置不能向飞行器燃料箱提供惰化气体。所述一个或更多个缺少的部件可以选自上面关于本发明的第八方面所列出的那些部件。“操作性”表示飞行器并非正在检修或维修。飞行器可选地正在移动。

根据本发明的第十方面，提供了一种飞行器，该飞行器包括燃料箱和根据本发明的第三方面和/或第六方面的飞行器燃料箱惰化控制系统，该飞行器燃料箱惰化控制系统配置成控制向燃料箱输送惰化气体。

本领域技术人员将认识到，本发明的第十方面的飞行器可以包括多个燃料箱，在这种情况下，飞行器燃料箱惰化系统可以配置成控制向多于一个燃料箱、并且可选地向所述多个燃料箱输送惰化气体。

根据本发明的第十一方面，提供了一种软件产品，该软件产品包括一系列指令，所述一系列指令设置成在计算机上执行时执行本发明的第一方面、第二方面、第四方面或第五方面的方法的步骤中的一个或更多个步骤，例如，执行包括将指示补充燃料之后的燃料温度的温度值与指示需要向飞行器燃料箱提供惰化气体的预定温度进行比较的那个步骤或那些步骤。

本发明对商用运输飞行器特别有益。飞行器的尺寸优选为等同于设计成承载多于75名乘客、并且更优选地多于100名乘客的飞行器。

当然，将理解的是，关于本发明的一个方面所描述的特征可以结合到本发明的其他方面中。例如，本发明的第一方面和第二方面的方法可以结合参照本发明的第三方面的系统所描述的任何特征，并且本发明的第三方面的系统可以结合参照本发明的第一方面和第二方面的方法所描述的任何特征。

附图说明

现在将仅通过示例的方式参照所附示意图来对本发明的实施方式进行描述，在附图中：

图1a示出了根据本发明的第一实施方式的控制飞行器燃料箱的惰化的方法的示意图；

图1b示出了根据本发明的实施方式的飞行器燃料箱惰化控制系统的示意图；

图2示出了根据本发明的实施方式的飞行器的示意图；

图3示出了根据本发明的第一实施方式的控制飞行器燃料箱的惰化的方法的示意图；

图4示出了用于在图1b的飞行器燃料箱惰化控制系统中使用的飞行器燃料箱惰化装置的示意图；

图5a示出了根据本发明的另一实施方式的控制飞行器燃料箱的惰化的方法的示意图；

图5b示出了根据本发明的实施方式的飞行器燃料箱惰化控制系统的示意图；

图6示出了根据本发明的实施方式的飞行器的示意图；以及

图7示出了根据本发明的另一实施方式的适配飞行器的方法的示意图。

具体实施方式

现在将参照图1a、图1b和图2仅通过示例的方式来描述根据本发明的实施方式的控制飞行器燃料箱的惰化的示例性方法1。图2示出了包括燃料箱11的飞行器10，燃料箱11通过燃料加注车13经由燃料加注管线来加注燃料。燃料已经预先从燃料储存箱14提供至加注车13。申请人已经发现，基于在补充燃料之后燃料F的温度来控制燃料箱11的惰化可能是有益的。控制飞行器燃料箱11的惰化的方法1包括：提供101指示补充燃料之后燃料F的温度的温度值，并且基于所述温度值来判定102是否有必要使飞行器燃料箱11惰化，并且基于所述判定来控制104向飞行器燃料箱11提供惰化气体。指示补充燃料之后燃料F的温度的温度值由位于燃料箱11中的温度传感器601提供。该方法1是在飞行器10位于地面上时、对飞行器10补充燃料之后执行的。

对温度的测量和对惰化气体的控制由飞行器燃料箱惰化控制系统200提供，飞行器燃料箱惰化控制系统200包括：飞行器燃料箱惰化装置203，飞行器燃料箱惰化装置203用于将惰化气体输送至飞行器燃料箱11；温度输入模块201，温度输入模块201用于获取指示补充燃料之后的燃料F的温度的温度；以及控制模块202，控制模块202用于控制飞行器燃料箱惰化装置203的操作。控制模块202还配置成接收来自温度输入模块201的根据补充燃料之后的燃料F的温度的输出，并且配置成根据温度输入模块的输出来控制飞行器燃料箱惰化装置203的操作。在当前情况下，还基于由飞行相关参数模块204提供103的飞行相关参数来控制飞行器燃料箱惰化装置203的操作。

可以使用许多可能的方法来确定是否有必要向燃料箱11提供惰化气体。通常，将燃料箱中的燃料的温度与预定温度、例如燃料F的可燃性下限进行比较。如果燃料的温度比燃料F的可燃性下限低至少20℃，则这表明没有必要向燃料箱11提供惰化气体。在决定是否有必要向燃料箱11提供惰化气体时，在本示例中，将各种飞行相关参数考虑在内。例如，使用预期的起飞时间来计算飞行器将经受环境地面条件的时间周期。使用地面上的环境温度和时间结合如在补充燃料之后所测量的燃料温度来估计起飞时的燃料温度，并且因此估计是否将有必要向燃料箱11提供惰化气体。在当前情况下，如果判定将没有必要在飞行期间向燃料箱提供惰化气体，则控制模块202切断通向飞行器燃料箱惰化装置203的动力(power)，从而禁用飞行器燃料箱惰化装置203。这可以例如通过从燃料箱惰化装置203的一个或更多个部件移除电力来完成。替代性地，可以通过防止气体流动进入和/或流动离开飞行器燃料箱惰化装置而有效地禁用飞行器燃料箱惰化装置203。

现在将仅通过示例参照图4对此进行论述。飞行器燃料箱惰化装置总体上由附图标记203示出。空气流的方向总体上由箭头D表示，其中，入口502位于上游，并且出口514位于下游。飞行器燃料箱惰化装置203包括入口502，入口502布置成接收来自飞行器发动机排放管线(未示出)的空气。从发动机排放管线接收的空气通常处于约350℃的温度。空气向下游穿过阀516并且然后穿过从空气中去除臭氧的臭氧去除器503。臭氧可能对飞行器燃料箱惰化装置203中的其他部件、特别是在GB2520728中更详细地论述的空气分离模块510造成问题。紧接在臭氧去除器503的下游的是关闭阀504，关闭阀504能够关闭以防止气体向关闭阀的上游或下游移动。关闭阀504通常用作安全阀。关闭阀504的下游是热交换器505，热交换器505对穿过其中的气体进行冷却，通常从350℃冷却至50℃与100℃之间。设置了旁通管线506，旁通管线506允许一定比例的未经冷却的气体绕过热交换器505并与由热交换器505处理过的气体混合。在旁通管线506中设置有阀507以控制穿过旁通管线506的气体的量。旁通管线506有助于对气体温度的控制。在来自旁通管线506的气体和来自热交换器505的气体混合的合流点(junction)的下游设置有另一个关闭阀508。经冷却的气体被ULPA(超小微粒空气)过滤器509过滤以移除微粒并且然后被传送至空气分离模块510。空气分离模块510从气体去除氧气中的至少一些氧气，其中，贫氧空气经由流量控制阀512被馈送至用于将贫氧空气输送至中央燃料箱(未示出)的出口514。空气分离模块510通常包括多个对齐的可渗透纤维。纤维的侧壁对氧气的渗透性大于对氮气的渗透性，并且因此氧气侧向渗透穿过纤维得比氮气多，从而减少了气流中的氧气量。空气分离模块还包括用于从其中排出富氧空气的出口511。通常将这样的空气向飞行器机外倾倒。

流量控制阀512是截止阀并且能够操作成精密地控制流向出口514的贫氧气体的量。截止阀包括塞或盘(未示出)，塞或盘能够朝向阀座(未示出)和远离阀座移动，从而改变通过阀512的气体的流量。阀塞或盘与呈活塞形式的致动器(未示出)相关联，该致动器可以用于使截止阀的杆(未示出)移动，并且由此使阀的塞或盘朝向阀座或远离阀座移动，从而改变气体的流量。

在流量控制阀512的下游设置有单向阀513。单向阀513阻止气体向上游通行。这是有利的，原因在于单向阀513阻止了含燃料的气体从燃料箱向上游部件、比如热交换器505通行，热交换器505可能是热的。

飞行器燃料箱惰化装置203还设置有紧接在流量控制阀512的下游的流量传感器531。流量传感器531确定紧接在流量控制阀512的下游的气体流量。将由流量传感器531确定的流量与可以例如通过在燃料箱中和/或在飞行阶段(例如下降、爬升或水平飞行)剩余的燃料量确定的期望值或值的范围进行比较。可以使用测量值与期望值之间的差来控制与流量控制阀512相关联的致动器。例如，如果流量过高，则可以使用致动器来关闭阀，从而降低流量。使用这样的流量控制阀512使得能够精密控制穿过空气分离模块的气体的量，从而降低空气分离模块必须被更换的频率。

控制模块202布置成控制阀516，控制阀516控制向飞行器燃料箱惰化装置203中供应空气。如果已经判定没有必要向燃料箱11提供惰化气体，则控制模块202使控制阀516关闭，从而禁用飞行器燃料箱惰化装置203。预期的是，在大多数情况下，将在整个即将到来的飞行中禁用燃料箱惰化系统。

以上示例论述了使用环境温度和环境地面时间作为飞行相关参数以帮助判定是否有必要向燃料箱11提供惰化气体。EP3037353A1、特别是在段落[0011]中论述了可以用于判定是否有必要向燃料箱提供惰化气体的其他飞行相关参数，并且EP3037353A1的该教示通过参引并入本文中。

现在将参照图3和图2来描述根据本发明的实施方式的方法的其他示例。控制燃料箱11的惰化的方法300包括：使用传感器601提供301指示燃料箱11中的燃料F的温度的温度。基于该温度和一些所提供303的飞行相关参数(在这种情况下，为环境温度、在环境温度下要度过的预期时间、以及在燃料箱11中的燃料F的量)，判定302是否有必要向燃料箱11提供惰化气体。在这种情况下，判定没有必要向燃料箱11提供惰化气体，并且因此使用控制模块202来控制阀516以阻止空气流动通过飞行器燃料箱惰化装置203，从而有效地禁用飞行器燃料箱惰化装置203并且控制304惰化气体的提供。然而，航班延误，并且因此预期飞行器要在地面上停留比原本预料的时间更长的时间。在这种情况下，在初始判定之后进行第二判定305，以判定是否将有必要向燃料箱11提供惰化气体。在该示例中，第二判定305基于延长后的地面时间和环境温度、燃料箱11中的燃料F的量、以及当然燃料F在被输送至燃料箱11时的温度。在该示例中，该第二判定305判定有必要向燃料箱11提供惰化气体，并且根据该第二判定305来控制306惰化气体的这种提供，控制模块202打开阀516以允许气体通过飞行器燃料箱惰化装置203。在这种情况下，由于空气从排放部被供应至飞行器燃料箱惰化装置203，因此在发动机已经启动之后向燃料箱11提供惰化气体。

虽然已经参照特定实施方式对本发明进行了描述和说明，但是将由本领域普通技术人员理解的是，本发明适用于本文中未具体说明的许多不同变型。现在将仅通过示例的方式来描述某些可能的变型。

在以上实施方式中，指示燃料在被输送至燃料箱时的温度的温度是由位于燃料箱中的传感器获得的。本领域技术人员将认识到，其他布置是可能的。例如，传感器可以位于燃料加注车与燃料箱之间的燃料加注导管中。替代性地或另外，传感器可以位于燃料加注车中或者可能位于静态燃料储存设施(通常被称为燃料库)中。例如，如果可以将环境条件可能对燃料温度的影响考虑在内，则可以使用这样的布置。

本领域技术人员将认识到，可以调节惰化气体的氧气含量以适应环境条件。

以上实施方式描述了减少空气中的氧气含量从而提供惰化气体的空气分离模块的使用。本领域技术人员将认识到，提供惰化气体的其他方式是可能的。例如，可以使用基于催化剂的系统，其中，催化剂催化氧气与从燃料箱抽出的液面上方的气体的反应。替代性地，例如，可以提供一个或更多个惰化气体(比如氮气或稀有气体)缸。

以上实施方式描述了可以如何禁用飞行器燃料箱惰化装置。本领域技术人员将认识到，飞行器燃料箱惰化装置不需要被禁用，而是可以以不同于禁用的方式、例如通过被启用使得飞行器燃料箱惰化装置能够在需要时提供惰化气体来控制。

此外，以上示例描述了如何判定在下一次飞行期间的任何时间是否将需要惰化气体。本领域技术人员将认识到，将进行不同的判定。例如，可以判定对于飞行的第一部分(例如，直到在飞行器的目的地处进场和着陆为止)是否将需要惰化气体。

以上示例证明了如何可以基于由飞行器飞行管理系统提供的基于飞行的参数来执行是否需要惰化气体的判定。当然，完全可以由机组成员(比如飞行员)提供基于飞行的参数中的一个或更多个参数。这样的基于飞行的参数可以例如包括天气预报信息、比如飞行器的目的地处的温度。

以上示例证明了对是否需要惰化气体的判定是如何基于热性质、测量和特性来进行的。当然，完全可以使用影响关于是否要使燃料箱惰化的决定的其他参数。在这方面，可以使用的另一因素是液面上方的气体中的氧气浓度或先前的飞行惰化状态。例如，如果在前一次飞行中没有提供惰化气体，则这可能表明需要提供惰化气体。

以上示例说明了在燃料被输送至燃料箱时如何确定燃料的温度。本领域技术人员认识到，可以在某些其他时间、例如在滑行或起飞期间采集(take)指示温度，只要燃料的热历史是已知的使得能够估计或计算在燃料被输送至燃料箱时燃料的温度即可。

现在将仅以示例的方式参照图5a、图5b和图6来描述根据本发明的第五方面的实施方式的控制飞行器燃料箱的惰化的示例性方法700。图6示出了处于飞行中的飞行器10，飞行器10包括燃料箱11。飞行器10正在前往目的地D。控制飞行器燃料箱11的惰化的方法700包括：提供701指示目的地D处的最高温度的温度值，并且基于所述温度值，判定702是否有必要使飞行器燃料箱11惰化，并且基于所述判定，控制704向飞行器燃料箱11提供惰化气体。指示目的地处的最高温度的温度值由被保持在飞行器上的数据库提供。目的地处的最高温度将显然必须考虑到从目的地的可能出发日期。然而，假定飞行器可能将在接下来的几天(可能在接下来的一天或两天)从目的地位置出发，则最高温度可以基于例如判定是否有必要使燃料箱惰化的日期、该日期的下一天、或者可能地该日期的任一侧最多15天来确定。可选地，最高温度可以从位于目的地D处的机场(未示出)被传输并且经由温度输入模块801被传输至飞行器10。

在这种情况下，考虑到从出发地点的可能出发日期，最高温度是对于出发地点的平均最大每日温度。替代性地，最高温度可以通过参照针对对于出发地点的最大每日温度的百分位数来确定。例如，考虑到从出发地点的可能出发日期，最高温度可以被采取为最大每日温度的第75百分位数。

对温度值的获取和对惰化气体的控制由飞行器燃料箱惰化控制系统800提供，飞行器燃料箱惰化控制系统800包括：飞行器燃料箱惰化装置803，飞行器燃料箱惰化装置803用于将惰化气体输送至飞行器燃料箱11；温度输入模块801，温度输入模块801用于获取目的地D处的最高温度；以及控制模块802，控制模块802用于控制飞行器燃料箱惰化装置803的操作。控制模块802还配置成接收来自温度输入模块801的根据预期目的地D处的最高温度的输出，并且配置成根据温度输入模块的输出来控制飞行器燃料箱惰化装置803的操作。在当前情况下，还基于由飞行相关参数模块804提供的飞行相关参数来控制飞行器燃料箱惰化装置803的操作。

可以使用许多可能的方法来判定是否有必要向燃料箱11提供惰化气体。通常，将指示目的地D处的最高温度的温度与预定温度、例如燃料F的可燃性下限进行比较。如果所述温度比燃料的可燃性下限低至少5℃(例如)，则这表明没有必要向燃料箱11提供惰化气体。在决定是否有必要向燃料箱11提供惰化气体时，在本示例中，将各种飞行相关参数(比如高度、目的地处的天气预报、作为在目的地处度过的时间的函数的温度)考虑在内。在当前情况下，如果判定将没有必要在飞行期间向燃料箱提供惰化气体，则控制模块802切断通向飞行器燃料箱惰化装置803的动力，从而禁用飞行器燃料箱惰化装置803。这可以例如通过从燃料箱惰化装置803的一个或更多个部件移除电力来完成。替代性地，可以通过防止气体流动进入和/或流动离开飞行器燃料箱惰化装置而有效地禁用飞行器燃料箱惰化装置803。在当前情况下，飞行器燃料箱惰化装置803与飞行器燃料箱惰化装置203基本相同，如图4中所示。

现在将仅通过示例参照图4对此进行论述。飞行器燃料箱惰化装置总体上由附图标记203示出。飞行器燃料箱惰化装置203包括入口502，入口502布置成接收来自飞行器发动机排放管线(未示出)的空气。从发动机排放管线接收的空气通常处于约350℃的温度。空气向下游穿过阀516并且然后穿过从空气中去除臭氧的臭氧去除器503。臭氧可能对飞行器燃料箱惰化装置203中的其他部件、特别是在GB2520728中更详细地论述的空气分离模块510造成问题。紧接在臭氧去除器503的下游的是关闭阀504，关闭阀504能够关闭以防止气体向关闭阀的上游或下游移动。关闭阀504通常用作安全阀。关闭阀504的下游是热交换器505，热交换器505对穿过其中的气体进行冷却，通常从350℃冷却至50℃与100℃之间。设置了旁通管线506，旁通管线506允许一定比例的未经冷却的气体绕过热交换器505并与由热交换器505处理过的气体混合。在旁通管线506中设置有阀507以控制穿过旁通管线506的气体的量。旁通管线506有助于对气体温度的控制。在来自旁通管线506的气体和来自热交换器505的气体混合的合流点的下游设置有另一个关闭阀508。经冷却的气体被ULPA(超小微粒空气)过滤器509过滤以移除微粒并且然后被传送至空气分离模块510。空气分离模块510从气体中去除氧气中的至少一些氧气，其中，贫氧空气经由流量控制阀512被馈送至用于将贫氧空气输送至中央燃料箱(未示出)的出口514。空气分离模块510通常包括多个对齐的可渗透纤维。纤维的侧壁对氧气的渗透性大于对氮气的渗透性，并且因此氧气侧向渗透穿过纤维得比氮气多，从而减少了气流中的氧气量。空气分离模块还包括用于从其中排出富氧空气的出口511。通常将这样的空气向飞行器机外倾倒。

流量控制阀512是截止阀并且能够操作成精密地控制流向出口514的贫氧气体的量。截止阀包括塞或盘(未示出)，塞或盘能够朝向阀座(未示出)和远离阀座移动，从而改变通过阀512的气体的流量。阀塞或盘与呈活塞形式的致动器(未示出)相关联，该致动器可以用于使截止阀的杆(未示出)移动，并且由此使阀的塞或盘朝向阀座或远离阀座移动，从而改变气体的流量。

在流量控制阀512的下游设置有单向阀513。单向阀513阻止气体向上游通行。这是有利的，原因在于单向阀513阻止了含燃料的气体从燃料箱向上游部件、比如热交换器505通行，热交换器505可能是热的。

飞行器燃料箱惰化装置203还设置有紧接在流量控制阀512的下游的流量传感器531。流量传感器531确定紧接在流量控制阀512的下游的气体流量。将由流量传感器531确定的流量与可以例如通过在燃料箱中和/或在飞行阶段(例如下降、爬升或水平飞行)剩余的燃料量确定的期望值或值的范围进行比较。可以使用测量值与期望值之间的差来控制与流量控制阀512相关联的致动器。例如，如果流量过高，则可以使用致动器来关闭阀，从而降低流量。使用这样的流量控制阀512使得能够精密控制穿过空气分离模块的气体的量，从而降低空气分离模块必须被更换的频率。

控制模块802布置成控制阀516，控制阀516控制向飞行器燃料箱惰化装置803中的空气供空气。如果已经判定没有必要向燃料箱11提供惰化气体，则控制模块802使控制阀516关闭，从而禁用飞行器燃料箱惰化装置803。

在许多情况下，根据目的地D处的最高温度，预期将有必要向燃料箱提供惰化气体。如果飞行器10处于正在前往目的地D的飞行中，并且判定需要进行惰化，则可以通常在巡航飞行的后期阶段中或者在下降、着陆和/或滑行时向燃料箱11提供惰化气体。惰化气体是使用来自发动机的排放空气来产生的，因此发动机必须运行以产生惰化气体。

EP3037353A1、特别是在段落[0011]中论述了可以用于帮助判定是否有必要向燃料箱提供惰化气体的各种飞行相关参数，并且EP3037353A1的该教示通过参引被并入本文中。

参照图5a、图5b和图6所论述的示例使用与目的地处的温度有关的数据(例如统计数据)预测的温度作为日期和时间的函数，以提供所述温度。目的地处的最高温度可以是平均温度、模态温度或中值温度，例如，平均最大每日温度。替代性地，温度可以是针对目的地D处的最大每日温度的百分位数温度，例如高百分位数，比如第90百分位数。这允许用户允许“最坏情况”设想。

现在将仅通过示例的方式参照图7来描述根据本发明的第八方面的实施方式的适配飞行器的示例性方法1000。适配飞行器的方法1000包括：提供预估1001飞行器在至少4周的周期内的所在地；提供1002反映飞行器在所述周期内的预估所在地的温度；基于所述温度，判定1003是否有必要向燃料箱提供惰化气体；并且基于所述判定，判定1004是否移除飞行器燃料箱惰化装置的一个或更多个部件；以及如果所述判定是飞行器燃料箱惰化装置的一个或更多个部件能够被移除，则移除1005飞行器燃料箱惰化装置的一个或更多个部件。

在该示例中，飞行器在11月位于挪威奥斯陆，并且通常在北欧大陆国家(丹麦、瑞典、挪威和芬兰)内运营航线。因此预估所在地是丹麦、瑞典、挪威和芬兰。在该示例中，指示预估所在地的温度被采取为哥本哈根的温度。这个城市接近于预估所在地的最南点并且是预估所在地的最温暖部分的良好近似。哥本哈根的平均最大每日温度在11月为8℃、在12月为4℃并且在1月和2月为3℃。基于贯穿该四个月的周期的8℃的最高平均高温，判定贯穿该四个月的周期将没有必要使飞行器燃料箱惰化，并且决定应当将空气分离模块从飞行器燃燃料箱惰化装置移除。该结果是显著降低飞行器的重量并降低燃料消耗。

本领域技术人员将认识到，不必使用四个月的温度周期来进行判定。可以使用较短的周期(例如4周)或较长的周期(例如6个月)。

本领域技术人员将认识到，人们不需要使用反映飞行器的预估所在地的温度的最坏情况/最温暖情况近似。

以上示例说明空气分离模块可以被移除。本领域技术人员将认识到，该示例可以应用于基于催化剂的惰化系统。在那种情况下，催化剂可以被移除。

在前面的描述中，提及了具有已知的、明显的或可预见的等同方案的整体或元件，则这样的等同方案如同被单独阐述一样并入本文中。应当参照用于确定本发明的真实范围的权利要求，权利要求应当被解释为包含任何这样的等同方案。读者还将理解的是，被描述为优选、有利、方便等的本发明的整体或特征是可选的，并且不限制独立权利要求的范围。此外，应当理解的是，尽管在本发明的一些实施方式中这样的可选整体或特征可能有益的，但在其他实施方式中这样的可选整体或特征可能是非期望的并且可能因此不存在。