CN104813004A - 包括恒温膨胀阀的双重燃料航空器系统 - Google Patents

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Abstract

涡轮发动机组件具有：涡轮核心，其具有压缩机区段、燃烧区段、涡轮区段和喷嘴区段；以及液化天然气(LNG)燃料系统，其具有LNG储存器、蒸发器热交换器、可操作地将LNG储存器联接到蒸发器热交换器的输入上的第一液体供应管线、可操作地将蒸发器热交换器的输出联接到燃烧区段上的气体供应管线、可操作地将LNG储存器联接到气体供应管线上的第二液体供应管线；以及恒温膨胀阀(TEV)和双重燃料航空器控制系统。

Description

包括恒温膨胀阀的双重燃料航空器系统
相关申请的交叉引用
本申请要求2012年11月30日提交的美国临时专利申请No. 61/731,545的优先权，该申请整体地结合在本文中。
技术领域
本文描述的技术大体涉及航空器系统，并且更特别地，涉及在航空燃气涡轮发动机中使用双重燃料的航空器系统及其运行方法。
背景技术
诸如液化天然气(LNG)的某些低温燃料可比传统的喷气机燃料更便宜。目前在传统燃气涡轮应用中进行冷却的方法使用压缩空气或传统的液体燃料。使用压缩机空气来进行冷却可降低发动机系统的效率。
因此，具有一种在航空燃气涡轮发动机中使用双重燃料的航空器系统将是合乎需要的。具有一种可由航空燃气涡轮发动机推进的航空器系统将是合乎需要的，可使用传统的喷气机燃料和/或较廉价的低温燃料(诸如液化天然气(LNG))来运行航空燃气涡轮发动机。较高效地冷却航空燃气涡轮构件和系统将是合乎需要的。为了降低运行成本，在发动机中具有改进的效率和较低的燃料消耗率将是合乎需要的。具有一种使用双重燃料的航空燃气涡轮发动机将是合乎需要的，双重燃料可减小环境影响，其具有较少的温室气体(CO2)、氮氧化物NOx、一氧化碳CO、未燃烧的烃和烟。
发明内容
一方面，本发明的实施例涉及一种涡轮发动机组件，其具有：涡轮核心，其具有沿轴向对齐的压缩机区段、燃烧区段、涡轮区段和喷嘴区段；以及液化天然气(LNG)燃料系统，其具有LNG储存器、蒸发器热交换器、可操作地将LNG储存器联接到蒸发器热交换器的输入上的第一液体供应管线、可操作地将蒸发器热交换器的输出联接到燃烧区段上的气体供应管线、可操作地将LNG储存器联接到气体供应管线上的第二液体供应管线；以及恒温膨胀阀(TEV)，其控制从第二液体供应管线到气体供应管线的LNG流，并且具有可操作地在TEV下游联接到气体供应管线上的温度传感器，其中， TEV基于气体供应管线内的流体的温度来控制通过第二液体供应管线的LNG的流率。
另一方面，本发明的实施例涉及一种用于航空器的涡轮发动机的双重燃料航空器系统，并且包括用于控制从第一燃料箱到涡轮发动机的第一燃料流的第一燃料系统和用于控制通往涡轮发动机的液化天然气流的第二燃料系统，所述燃料系统具有LNG储存器、安装在涡轮发动机上或其附近的蒸发器热交换器、可操作地将LNG储存器联接到蒸发器热交换器的输入上的第一液体供应管线、可操作地将蒸发器热交换器的输出联接到涡轮发动机上的气体供应管线、可操作地将LNG储存器联接到气体供应管线上的第二液体供应管线；以及恒温膨胀阀(TEV)，其控制从第二液体供应管线到气体供应管线的LNG流，并且具有可操作地在TEV下游联接到气体供应管线上的温度传感器，其中，TEV基于气体供应管线内的流体的温度来控制通过第二液体供应管线的LNG的流率。
附图说明
通过参照结合附图得到的以下描述，可最佳地理解本文描述的技术，其中：
图1是具有双重燃料推进系统的示例性航空器系统的立体图；
图2是示例性燃料输送/分配系统；
图2a是示例性低温燃料的示意性压力-焓表中的示例性运行路径；
图3是显示燃料箱的示例性布置和示例性沸腾用途的示意图；
图4是具有燃料输送和控制系统的示例性双重燃料航空器燃气涡轮发动机的示意性横截面图；
图5是示例性双重燃料航空器燃气涡轮发动机的一部分的示意性横截面图，其显示示意性热交换器；
图6a是示例性直接热交换器的示意图；
图6b是示例性间接热交换器的示意图；
图6c是另一个示例性间接热交换器的示意图；
图7是用于航空器系统的示例性飞行任务图的示意性标图；
图8是涡轮风扇发动机和蒸发器的示意图；
图9是根据本发明的实施例的涡轮风扇发动机、LNG蒸发器和恒温膨胀阀的示意图；
图10是可在图9的LNG蒸发器中使用的恒温膨胀阀的示意图；
图11是恒温膨胀回路的示意图；
图12是可在图9的LNG蒸发器中使用的备选恒温膨胀阀的示意图；
图13是可在图9的LNG蒸发器中使用的备选恒温膨胀阀的示意图；以及
图14是可在图9的LNG蒸发器中使用的备选恒温膨胀阀的示意图。
具体实施方式
参照本文的附图，相同参考标号在各种视图中表示相同元件。
图1显示根据本发明的示例性实施例的航空器系统5。示例性航空器系统5具有机身6和附连到机身6上的机翼7。航空器系统5具有推进系统100，推进系统100在飞行中产生推进航空器系统5所需的推进力。虽然在图1中显示了推进系统100附连到机翼7上，但在其它实施例中，推进系统100可联接到航空器系统5的其它部分上，诸如例如尾翼部分16。
示例性航空器系统5具有用于存储在推进系统100中使用的一种或多种类型的燃料的燃料存储系统10。图1中显示的示例性航空器系统5使用两种类型的燃料，如本文在下面进一步阐明的那样。因此，示例性航空器系统5包括能够存储第一燃料11的第一燃料箱21和能够存储第二燃料12的第二燃料箱22。在图1中显示的示例性航空器系统5中，第一燃料箱21的至少一部分位于航空器系统5的机翼7中。在图1中显示的一个示例性实施例中，第二燃料箱22位于航空器系统5的机身6中，在机翼7联接到机身6上的位置附近。在备选实施例中，第二燃料箱22可位于机身6或机翼7中的其它适当的位置处。在其它实施例中，航空器系统5可包括能够存储第二燃料12的可选的第三燃料箱123。可选的第三燃料箱123可位于航空器系统5的机身6的后部部分中，诸如例如图1中示意性地显示的那样。
如下文进一步描述的那样，图1中显示的推进系统100是双重燃料推进系统，它能够通过使用第一燃料11或第二燃料12，或者使用第一燃料11和第二燃料12两者，来产生推进力。示例性双重燃料推进系统100包括燃气涡轮发动机101，燃气涡轮发动机101能够选择性地使用第一燃料11或第二燃料2l，或者以选定比例使用第一燃料和第二燃料两者，来产生推进力。第一燃料可为传统的液体燃料，诸如基于煤油的喷气机燃料，诸如在本领域中已知的Jet-A、JP-8或JP-5或其它已知类型或等级。在本文描述的示例性实施例中，第二燃料12是在非常低的温度下存储的低温燃料。在本文描述的一个实施例中，低温第二燃料12是液化天然气(备选地在本文称为“LNG”)。低温第二燃料12在低温下存储在燃料箱中。例如，LNG在大约-265℉下以大约15 psia的绝对压力存储在第二燃料箱22中。燃料箱可由已知材料制成，诸如钛、铬镍铁合金、铝或复合材料。
图1中显示的示例性航空器系统5包括燃料输送系统50，燃料输送系统50能够将燃料从燃料存储系统10输送到推进系统100。已知的燃料输送系统可用于输送传统的液体燃料，诸如第一燃料11。在本文描述的和图1和2中显示的示例性实施例中，燃料输送系统50构造成通过管道54将低温液体燃料(诸如例如LNG)输送到推进系统100，管道54传送低温燃料。为了在输送期间基本保持低温燃料的液体状态，燃料输送系统50的管道54的至少一部分被隔离，并且构造成传送经加压的低温液体燃料。在一些示例性实施例中，管道54的至少一部分具有双壁结构。管道可由已知材料制成，诸如钛、铬镍铁合金、铝或复合材料。
图1中显示的航空器系统5的示例性实施例进一步包括燃料电池系统400，包括能够使用第一燃料11或第二燃料12中的至少一个来产生电功率的燃料电池。燃料输送系统50能够将燃料从燃料存储系统10输送到燃料电池系统400。在一个示例性实施例中，燃料电池系统400使用由双重燃料推进系统100使用的低温燃料12的一部分来产生功率。
推进系统100包括燃气涡轮发动机101，燃气涡轮发动机101通过在燃烧器中燃烧燃料来产生推进力。图4是示例性燃气涡轮发动机101的示意图，其包括风扇103和核心发动机108，核心发动机108具有高压压缩机105和燃烧器90。发动机101还包括高压涡轮155、低压涡轮157和升压器104。示例性燃气涡轮发动机101具有风扇103，风扇133产生至少一部分推进力。发动机101具有进气侧109和排气侧110。风扇103和涡轮157使用第一转子轴114来联接在一起，并且压缩机105和涡轮155使用第二转子轴115来联接在一起。在诸如例如图4中显示的一些应用中，风扇103叶片组件至少部分地定位在发动机壳116内。在其它应用中，风扇103可形成 “开放转子”的一部分，其中，没有壳包围风扇叶片组件。
在运行期间，空气沿轴向，沿基本平行于延伸通过发动机101的中心线轴线15的方向流过风扇103，并且压缩空气供应到高压压缩机105。经高度压缩的空气输送到燃烧器90。来自燃烧器90的热气体(图4中未显示)驱动涡轮155和157。涡轮157通过轴114驱动风扇103，而且类似地，涡轮155通过轴115驱动压缩机105。在备选实施例中，发动机101可具有由另一个涡轮级(图4中未显示)驱动的额外的压缩机，这有时在本领域中被称为中压压缩机。
在航空器系统5的运行期间(参见图7中显示的示例性飞行曲线)，推进系统100中的燃气涡轮发动机101可在推进系统的运行的第一选定部分(诸如例如在起飞期间)使用例如第一燃料11。推进系统100可在推进系统的运行的第二选定部分期间(诸如在巡航期间)，使用第二燃料12，诸如例如LNG。备选地，在航空器系统5的运行的选定部分期间，燃气涡轮发动机101能够同时使用第一燃料11和第二燃料12两者来产生推进力。在推进系统的运行的各种阶段期间，第一燃料和第二燃料的比例可适当地在0%至100%之间改变。
本文描述的航空器和发动机系统能够使用两种燃料来运行，其中一种可为低温燃料，诸如例如LNG(液化天然气)，另一种可为传统的基于煤油的喷气机燃料，诸如Jet-A、JP-8、JP-5或在全世界范围内可获得的相似等级的燃料。
Jet-A燃料系统类似于传统的航空器燃料系统，燃料喷嘴除外，燃料喷嘴能够以0-100%的比例将Jet-A和低温/LNG喷射向燃烧器。在图1中显示的实施例中，LNG系统包括燃料箱，燃料箱可选地包含以下特征：(i)通气管线，其用以在箱中保持规定压力的合适的止回阀；(ii)用于液体低温燃料的排泄管线；(iii)用以评价箱中存在的低温(LNG)燃料的温度、压力和体积的测定或其它测量能力；(iv)位于低温(LNG)箱中或者可选地位于箱外部的增压泵，其提高低温(LNG)燃料的压力，以将其传送到发动机；以及(iv)用以使箱无限地保持处于低温温度的可选的低温冷却器。
燃料箱将优选地在大气压力下或在大气压力附近运行，但可在0至100 psig的范围中运行。燃料系统的备选实施例可包括高的箱压力和温度。从箱和增压泵延伸到发动机外挂架的低温(LNG)燃料管线可具有以下特征：(i)单壁或双壁结构；(ii)真空隔离或低导热率材料隔离；以及(iii)可选的低温冷却器，其用以使LNG流再循环到箱，而不对LNG箱添加热。低温(LNG)燃料箱可位于航空器中，其中，传统的Jet-A辅助燃料箱位于现有系统上，例如在前部或后部货舱中。备选地，低温(LNG)燃料箱可位于中间机翼箱位置上。利用低温(LNG)燃料的辅助燃料箱可设计成使得能够在很长的时间里不使用低温(LNG)燃料的情况下移除它。
高压泵可位于外挂架中，或者位于发动机上，以使低温(LNG)燃料的压力升高到足以将燃料喷射到燃气涡轮燃烧器中的水平。泵可或可不使LNG/低温液体的压力升高到低温(LNG)燃料的临界压力(Pc)以上。热交换器在本文称为“蒸发器”，其可安装在发动机上或其附近，热交换器对液化天然气燃料添加热能，从而提高温度，以及在体积上使低温(LNG)燃料膨胀。来自蒸发器的热(热能)可来自许多源。这些源包括(但不限于)：(i)燃气涡轮排气；(ii)压缩机中间冷却；(iii)高压和/或低压涡轮间隙控制空气；(iv)LPT管冷却寄生空气；(v)来自HP涡轮的经冷却的冷却空气；(vi)润滑油；或(vii)机载航空电子设备或电子设备。热交换器可具有各种设计，包括壳管设计、双管设计、翅片板设计等，而且可按同流、逆流或交叉流的方式流动。可通过直接或间接地接触上面列出的热源来进行热交换。
控制阀位于上面描述的蒸发器/热交换单元的下游。控制阀的目的是在与燃气涡轮发动机运行相关联的运行状况的范围里，将进入到燃料歧管中的流量定量到规定水平。控制阀的次要目的是用作背压调整器，将系统的压力设定在低温(LNG)燃料的临界压力以上。
燃料歧管位于控制阀下游，燃料歧管用来将气态燃料均匀地分配到燃气涡轮燃料喷嘴。在一些实施例中，歧管可以可选地用作热交换器，将热能从核心整流罩隔室或其它热环境传递到低温/LNG/天然气燃料。吹扫歧管系统可以可选地与燃料歧管一起使用，以在气态燃料系统不运行时，用压缩机空气(CDP)吹扫燃料歧管。这将防止热气体由于周围压力变化而吸入到气态燃料喷嘴中。可选地，燃料喷嘴中或其附近的止回阀可防止热气体吸入。
本文描述的系统的示例性实施例可按以下运行：低温(LNG)燃料位于箱中处于大约15 psia和大约-265℉。低温燃料被位于航空器上的增压泵泵到大约30 psi。液体低温(LNG)燃料通过隔离的双壁管道流过机翼，到达航空器外挂架，在那里，LNG上升到大约100到1500 psia，并且可高于或低天然气/甲烷的临界压力。然后低温(LNG)燃料发送到蒸发器，在那里，LNG在体积上膨胀成气体。蒸发器可在大小上设置成使马赫数和对应的压力损失保持较低。然后通过控制阀来计量气态天然气，并且它进入到燃料歧管和燃料喷嘴中，在那里，气态天然气于在其它方面标准的航空燃气涡轮发动机系统中燃烧，从而对航空器提供推力。随着循环状况改变，增压泵中的压力(例如大约30 psi)和HP泵中的压力(例如大约1000 psi)保持处于大约恒定的水平。流量由计量阀控制。流量的改变与大小合适的燃料喷嘴会使歧管中有可接受且不同的压力。
示例性航空器系统5具有燃料输送系统，以输送来自存储系统10的一种或多种类型的燃料，供在推进系统100中使用。对于传统的液体燃料，诸如例如基于煤油的喷气机燃料，可使用传统的燃料输送系统。本文描述的和图2和3中示意性地显示的示例性燃料输送系统包括用于航空器系统5的低温燃料输送系统50。图2中显示的示例性燃料系统50包括能够存储低温液体燃料112的低温燃料箱122。在一个实施例中，低温液体燃料112是LNG。也可使用其它备选的低温液体燃料。在示例性燃料系统50中，低温液体燃料112(诸如例如LNG)处于第一压力“P1”。压力P1优选接近大气压力，诸如例如，15 psia。
示例性燃料系统50具有增压泵52，使得其与低温燃料箱122处于流连通。在运行期间，当双重燃料推进系统100中需要低温燃料时，增压泵52从低温燃料箱122中移除低温液体燃料112的一部分，并且使其压力提高到第二压力“P2”，并且使其流到位于航空器系统5的机翼7中的机翼供应管道54中。选择压力P2，使得液体低温燃料在供应管道54中流动的期间，保持其液体状态(L)。压力P2可在大约30 psia至大约40 psia的范围中。基于使用已知方法的分析，对于LNG，发现30 psia是足够的。增压泵52可位于航空器系统5的机身6中的适当位置处。备选地，增压泵52可定位成接近低温燃料箱122。在其它实施例中，增压泵52可位于低温燃料箱122的内部。为了在输送期间基本保持低温燃料的液体状态，隔离机翼供应管道54的至少一部分。在一些示例性实施例中，管道54的至少一部分具有双壁结构。可使用诸如钛、铬镍铁合金、铝或复合材料的已知材料来制造管道54和增压泵52。
示例性燃料系统50具有高压泵58，高压泵58与机翼供应管道54处于流连通，并且能够接收由增压泵52供应的低温液体燃料112。高压泵58使液体低温燃料(诸如例如LNG)的压力提高到足以将燃料喷射到推进系统100中的第三压力“P3”。压力P3可在大约100 psia至大约1000 psia的范围中。高压泵58可位于航空器系统5或推进系统100中的适当位置处。高压泵58优选位于航空器系统5的支承推进系统100的外挂架55中。
如图2中显示的那样，示例性燃料系统50具有用于使低温液体燃料112变成气态(G)燃料13的蒸发器60。蒸发器60接收高压低温液体燃料，并且对低温液体燃料(诸如例如LNG)添加热(热能)，从而使温度升高，以及使其在体积上膨胀。可从推进系统100中的一个或多个源供应热(热能)。例如，用于使低温液体燃料在蒸发器中蒸发的热可供应自若干个源中的一个或多个，诸如例如，燃气涡轮排气99、压缩机105、高压涡轮155、低压涡轮157、风扇旁路107、涡轮冷却空气、发动机中的润滑油、航空器系统航空电子设备/电子器件，或者推进系统100中的任何热源。由于在蒸发器60中发生热交换，所以蒸发器60可备选地称为热交换器。蒸发器60的热交换器部分可包括壳管型热交换器，或者双管型热交换器，或者翅片板型热交换器。蒸发器中的热流体流和冷流体流可为同流或逆流或交叉流类型。蒸发器中的热流体和冷流体之间的热交换可直接通过壁进行，或者使用中间工作流体间接地进行。
低温燃料输送系统50包括流量计量阀65(“FMV”，也称为控制阀)，流量计量阀65与蒸发器60和歧管70处于流连通。流量计量阀65位于上面描述的蒸发器/热交换单元的下游。FMV(控制阀)的目的是在与燃气涡轮发动机运行相关联的运行状况的范围内，将进入到燃料歧管70中的燃料流量定量到规定水平。控制阀的次要目的是用作背压调整器，将系统的压力设定成高于低温燃料(诸如LNG)的临界压力。流量计量阀65接收供应自蒸发器的气态燃料13，并且使其压力降低到第四压力“P4”。歧管70能够接收气态燃料13，并且将其分配到燃气涡轮发动机101中的燃料喷嘴80。在优选实施例中，蒸发器60使低温液体燃料112变成处于基本恒定压力的气态燃料13。图2a示意性地显示燃料在输送系统50中的各种点处的状态和压力。
低温燃料输送系统50进一步包括位于燃气涡轮发动机101中的多个燃料喷嘴80。燃料喷嘴80将气态燃料13输送到燃烧器90中供燃烧。位于控制阀65下游的燃料歧管70用来将气态燃料13均匀地分配到燃气涡轮燃料喷嘴80。在一些实施例中，歧管70可以可选地用作热交换器，将热能从推进系统核心整流罩隔室或其它热环境传递到LNG/天然气燃料。在一个实施例中，燃料喷嘴80构造成选择性地接收传统的液体燃料(诸如传统的基于煤油的液体燃料)或由蒸发器用低温液体燃料(诸如LNG)产生的气态燃料13。在另一个实施例中，燃料喷嘴80构造成选择性地接收液体燃料和气态燃料13，并且构造成将气态燃料13和液体燃料供应到燃烧器90，以有利于使两种类型的燃料共同燃烧。在另一个实施例中，燃气涡轮发动机101包括多个燃料喷嘴80，其中一些燃料喷嘴80构造成接收液体燃料，而且一些燃料喷嘴80构造成接收气态燃料13，并且为了燃烧器90中的燃烧而适合地布置。
在本发明的另一个实施例中，燃气涡轮发动机101中的燃料歧管70包括可选的吹扫歧管系统，以在气态燃料系统不运行时，用来自发动机的压缩机空气或其它空气吹扫燃料歧管。这将防止热气体由于燃烧器90中的周围压力变化而吸入到气态燃料喷嘴中。可选地，在燃料喷嘴中或其附近的止回阀可用来防止热气体吸入燃料喷嘴或歧管中。
在本文描述的使用LNG作为低温液体燃料的示例性双重燃料燃气涡轮推进系统中，对其作以下描述：LNG位于箱22、122中，处于15 psia和-265℉。LNG被位于航空器上的增压泵52泵到大约30 psi。液体LNG通过隔离双壁管道54流经机翼7，到达航空器外挂架55，在那里，液体LNG升高到100至1500 psia，并且可高于或低于天然气/甲烷的临界压力。然后液化天然气发送到蒸发器60，其在体积上膨胀成气体。蒸发器60在大小上设置成使马赫数和对应的压力损失保持较低。然后通过控制阀65来计量气态天然气，并且使其进入到燃料歧管70和燃料喷嘴80中，在那里，气体天然气在双重燃料航空燃气涡轮系统100、101中燃烧，从而对航空器系统5提供推力。随着循环状况改变，增压泵中的压力(30 psi)和HP泵58中的压力(1000 psi)保持处于大约恒定的水平。流量由计量阀65控制。流量的改变与大小合适的燃料喷嘴使歧管中有可接受的和不同的压力。
双重燃料系统由用于基于煤油的燃料(Jet-A、JP-8、JP-5等)和低温燃料(例如LNG)的并行燃料输送系统组成。煤油燃料输送相对于当前设计基本不变，除了燃烧器燃料喷嘴，其设计成以任何比例共同燃烧煤油和天然气。如图2中显示的那样，低温燃料(例如LNG)燃料输送系统包括以下特征：(A)双重燃料喷嘴和燃烧系统，其能够以0-100%的任何比例的利用低温燃料(例如LNG)以及Jet-A；(B)燃料歧管和输送系统，它们还用作热交换器，它们将低温燃料(例如LNG)加热成气体或超临界流体。歧管系统设计成以均匀的方式同时将燃料输送到燃烧器燃料喷嘴，并且从周围的核心整流罩、排气系统或其它热源中吸收热，从而消除或最大程度地减少对单独热交换器的需要；(C)燃料系统，其将处于其液体状态的低温燃料(例如LNG)泵到高于或低于临界压力，并且添加来自任何多个源的热；(D)浸没在低温燃料(例如LNG)燃料箱(可选地位于燃料箱外部)中的低压低温泵；(E)高压低温泵，其位于航空器外挂架中或可选地位于发动机或机舱上，以将压力泵到高于低温燃料(例如LNG)的临界压力。(F)吹扫歧管系统可以可选地与燃料歧管一起使用，以在气态燃料系统不运行时，用压缩机CDP空气吹扫燃料歧管。这将防止热气体由于周围压力变化而吸入到气态燃料喷嘴中。可选地，在燃料喷嘴中或其附近的止回阀可防止热气体吸入。(G)从箱和增压泵延伸到发动机外挂架的低温燃料(例如LNG)管线具有以下特征：(1)单壁或双壁结构。(2)真空隔离或可选地低导热率隔离材料，诸如气凝胶。(3)可选的低温冷却器，其用于使低温燃料(例如LNG)流再循环到箱，而不对低温燃料(例如LNG)箱添加热。(H)位于外挂架中或发动机上的高压泵。这个泵将使低温燃料(例如LNG)的压力升高到足以将天然气燃料喷射到燃气涡轮燃烧器中的水平。泵可或可不使低温液体(例如LNG)的压力升高到低温燃料(例如LNG)的临界压力(Pc)以上。
III. 燃料存储系统
图1中显示的示例性航空器系统5包括诸如例如图3中显示的用于存储低温燃料的低温燃料存储系统10。示例性低温燃料存储系统10包括低温燃料箱22、122，其具有第一壁23，第一壁23形成能够存储低温液体燃料12(诸如例如LNG)的存储空间24。如图3中示意性地显示的那样，示例性低温燃料存储系统10具有能够使低温液体燃料12流到存储空间24中的流入系统32和适于输送来自低温燃料存储系统10的低温液体燃料12的流出系统30。其进一步包括通气系统40，通气系统40能够从存储空间24中的低温液体燃料12中移除气态燃料19的至少一部分(可在存储期间形成)。
图3中显示的示例性低温燃料存储系统10进一步包括适于使未使用的气态燃料19的至少一部分29回到低温燃料箱22中的再循环系统34。在一个实施例中，再循环系统34包括低温冷却器42，低温冷却器42在未使用的气态燃料19的部分29回到低温燃料箱22、122中之前冷却它。低温冷却器42运行的示例性运行如下：在示例性实施例中，可使用反向兰金制冷系统(也称为低温冷却器)来重新冷却来自燃料箱的沸腾物。低温冷却器可由来自航空器系统5上的任何可用系统的电功率提供功率，或者由基于地面的功率系统提供功率，诸如在停靠在登机口时可获得的那些。低温冷却器系统还可用来在双重燃料航空器燃气涡轮发动机101共同燃烧过渡期间，使燃料系统中的天然气重新液化。
燃料存储系统10可进一步包括安全释放系统45，其适于排出可在低温燃料箱22中形成的任何高压气体。在图3中示意性地显示的一个示例性实施例中，安全释放系统45包括形成第一壁23的一部分的爆破盘46。爆破盘46是使用已知方法设计而成的安全特征，其在燃料箱22内部有过压的情况下喷出和释放任何高压气体。
低温燃料箱22可具有单壁结构或多壁结构。例如，低温燃料箱22可进一步包括(例如参见图3)基本封闭第一壁23的第二壁25。在箱的一个实施例中，在第一壁23和第二壁25之间存在间隙26，以便对箱进行热隔离，以减少箱壁上的热流。在一个示例性实施例中，在第一壁23和第二壁25之间的间隙26中存在真空。真空可由真空泵28产生和保持。备选地，为了对箱提供热隔离，可基本用已知的热隔离材料27(诸如例如气凝胶)填充第一壁23和第二壁25之间的间隙26。可使用其它适当的热隔离材料。可包括隔板17，以控制液体在箱内的移动。
图3中显示的低温燃料存储系统10包括具有输送泵31的流出系统30。输送泵可位于箱22附近的便利位置处。为了减少热传递到低温燃料中，如图3中示意性地显示的那样将输送泵31定位在低温燃料箱22中可为优选的。通气系统40排出可形成于燃料箱22中的任何气体。在航空器系统5中可用几种有用的方式利用这些排出气体。图3中示意性地显示了这些中的几种。例如气态燃料19的至少一部分可供应到航空器推进系统100，以在发动机中进行冷却或燃烧。在另一个实施例中，通气系统40将气态燃料19的至少一部分供应到喷燃器，并且进一步将来自喷燃器的燃烧产物安全地排到航空器系统5外部。在另一个实施例中，通气系统40将气态燃料19的至少一部分供应到辅助功率单元180，辅助功率单元180将辅助功率供应到航空器系统5。在另一个实施例中，通气系统40将气态燃料19的至少一部分供应到产生功率的燃料电池182。在另一个实施例中，通气系统40将气态燃料19的至少一部分释放到低温燃料箱22外部。
燃料存储系统及其构件(包括燃料箱)和示例性子系统和构件的示例性运行描述如下。
天然气以液体形式(LNG)存在，处于大约-260℉的温度和大气压力。为了在客机、货机、军用飞机或通用航空飞机上保持这些温度和压力，在下面以选定组合标识的特征允许安全、高效且成本有效地存储LNG。参照图3，这些包括：
(A)由合金构建而成的燃料箱21、22，合金例如是(但不限于)铝AL 5456和较高强度的铝AL 5086或其它适当的合金。
(B)由轻质复合材料构建而成的燃料箱21、22。
(C)以上具有双壁真空特征的箱21、22，双壁真空特征改进隔离，并且大大减少通往LNG流体的热流。在主要的箱破裂的罕见情况下，双壁箱还用作安全封隔装置。
(D)以上利用轻质隔离27(诸如例如气凝胶)来最大程度地减少从周围到LNG箱及其内容物的热流的任一个的备选实施例。作为双壁箱设计的补充或者替代，可使用气凝胶隔离。
(E)设计成主动排空双壁箱之间的空间的可选的真空泵28。泵可用LNG沸腾燃料、LNG、Jet-A、电功率或航空器可用的任何其它功率源运行。
(F)具有低温泵31的LNG箱，低温泵31浸没在主要的箱内部，以减少热传递到LNG流体。
(G)具有一个或多个排泄管线36的LNG箱，排泄管线36能够在正常或紧急状况下从箱中移除LNG。LNG排泄管线36连接到适当的低温泵上，以使移除速率提高超过由于LNG重力压头而产生的排泄速率。
(H)具有一个或多个通气管线41的LNG箱，通气管线41用于移除由于从外部环境吸收热而形成的气态天然气。这个通气管线41系统通过使用1向卸压阀或背压阀39来使箱保持处于期望压力。
(I)具有并行安全卸压系统45的LNG箱，在发生过压情形的情况下，并行安全卸压系统45通往通气管线。爆裂盘是备选特征或并行特征46。卸压出口将气态燃料引导到外部。
(J)具有一些或全部以上设计特征的LNG燃料箱，这些设计特征的几何构造设计成符合与标准Jet-A辅助燃料箱相关联的现有包络，诸如可在市场上获得的航空器上设计和可获得的那些。
(K)具有一些或全部以上设计特征的LNG燃料箱，这些设计特征的几何构造设计成符合传统的客机和货机的下部货舱(一个或多个)且装配在其内，诸如在可在市场上获得的航空器上出现的那些。
(L)对现有航空器或新航空器的中间机翼箱22的改良，以恰当地隔离LNG、箱和结构元件。
使用已知方法来设计通气和沸腾系统。LNG的沸腾是吸收能量且冷却箱及其内容物的蒸发过程。可通过多种不同的过程来利用和/或消耗沸腾的LNG，在一些情况下，对航空器系统提供有用功，在另一些情况下，只是燃烧燃料，以实现在环境上更能接受的设计。例如，来自LNG箱的排出气体主要由甲烷组成，并且用于以下的任何或所有组合：
(A)发送到航空器APU(辅助功率单元)180。如图3中显示的那样，来自箱的气态通气管线串行或并行地延伸到辅助功率单元，供在燃烧器中使用。APU可为典型地在商用和军用航空器上出现的现有APU，或者专门用来将天然气沸腾物转换成有用的电功率和/或机械功率的单独的APU。沸腾天然气压缩机用来将天然气压缩到在APU中利用所需的合适压力。APU进而对发动机或A/C上的任何系统提供电功率。
(B)发送到一个或多个航空器燃气涡轮发动机(一个或多个)101。如图3中显示的那样，来自LNG燃料箱的天然气通气管线延伸到主燃气涡轮发动机101中的一个或多个，并且在运行期间对发动机提供额外的燃料源。利用天然气压缩机来将排出气体泵送到用于在航空器燃气涡轮发动机中利用所需的合适压力。
(C)燃烧。如图3中显示的那样，来自箱的天然气通气管线延伸到小型的专用通气燃烧器190，其本身具有电火花点火系统。照这样，甲烷气体不释放到大气。燃烧产物排出，这会产生在环境上更能接受的系统。
(D)排出。如图3中显示的那样，来自箱的天然气通气管线延伸到航空器燃气涡轮中的一个或多个的排气管。备选地，通气管线可延伸到APU排气管或通往任何航空器后缘的单独的专用管线。天然气可在这些位置V中的一个或多个处适当地排到大气中。
(E)地面运行。如图3中显示的那样，在地面运行期间，任何系统都可设计成使得通气管线41附连到地面支持装备上，地面支持装备收集天然气沸腾物和在任何基于地面的系统中利用天然气沸腾物。还可在用地面支持装备补给燃料的运行期间进行排出，地面支持装备可同时使用流入系统32将燃料喷射到航空器LNG箱中，并且捕捉和重新使用排出的气体(在图3中标为(S)的同时排气和加燃料)。
IV. 推进(发动机)系统
图4显示示例性双重燃料推进系统100，其包括能够使用低温液体燃料112来产生推进力的燃气涡轮发动机101。燃气涡轮发动机101包括由高压涡轮155驱动的压缩机105和燃烧器90，燃烧器90燃烧燃料，并且产生驱动高压涡轮155的热气体。燃烧器90能够燃烧传统的液体燃料，诸如基于煤油的燃料。燃烧器90还能够燃烧已经由诸如例如蒸发器60适当地准备好用于燃烧的低温燃料，诸如例如LNG。图4示意性地显示蒸发器60，它能够使低温液体燃料112变成气态燃料13。双重燃料推进系统100的燃气涡轮发动机101进一步包括燃料喷嘴80，燃料喷嘴80将气态燃料13供应到燃烧器90，以进行点燃。在一个示例性实施例中，所使用的低温液体燃料112是液化天然气(LNG)。在涡轮-风扇型双重燃料推进系统100(例如图4中显示的)中，燃气涡轮发动机101包括沿轴向位于高压压缩机105的前面的风扇103。升压器104(在图4中显示)可沿轴向位于风扇103和高压压缩机105之间，其中，风扇和升压器由低压涡轮157驱动。在其它实施例中，双重燃料推进系统100的燃气涡轮发动机101可包括由中压涡轮(在图4中未显示)驱动的中压压缩机。升压器104(或中压压缩机)提高进入压缩机105的空气的压力，并且有利于压缩机105产生较高的压力比。在图4中显示的示例性实施例中，风扇和升压器由低压涡轮157驱动，并且高压压缩机由高压涡轮155驱动。
图4中示意性地显示的蒸发器60安装在发动机101上或其附近。蒸发器60的一个功能是对低温燃料添加热能，诸如液化天然气(LNG)燃料，从而使其温度升高。在此语境中，蒸发器用作热交换器。蒸发器60的另一个功能是使低温燃料在体积上膨胀，诸如使液化天然气(LNG)燃料膨胀成气态形式，供稍后燃烧。用于在蒸发器60中使用的热(热能)可来自推进系统100和航空器系统5中的许多源中的一个或多个。这些包括(但不限于)：(i)燃气涡轮排气，(ii)压缩机中间冷却，(iii)高压和/或低压涡轮间隙控制空气，(iv)LPT管冷却寄生空气，(v)在高压和/或低压涡轮中使用的冷却空气，(vi)润滑油，以及(vii)航空器系统5中的机载航空电子设备、电子器件。也可从压缩机105、升压器104、中压压缩机(未显示)和/或风扇旁通空气流107(参见图4)供应用于蒸发器的热。在图5中显示使用来自压缩机105的排出空气的一部分的示例性实施例。压缩机排出空气2的一部分流出到蒸发器60，如图5中的项目3显示的那样。诸如例如LNG的低温液体燃料21进入蒸发器60，在其中，来自空气流3的热传递到低温液体燃料21。在一个示例性实施例中，如前文描述的那样，经加热的低温燃料进一步膨胀，从而在蒸发器60中产生气态燃料13。然后使用燃料喷嘴80(参见图5)将气态燃料13引入到燃烧器90中。从蒸发器离开的冷却空气流4可用于冷却其它发动机构件，诸如燃烧器90结构和/或高压涡轮155结构。蒸发器60中的热交换器部分可具有已知设计，诸如例如壳管设计、双管设计和/或翅片板设计。蒸发器60(参见图4)中的燃料112流向和加热流体96方向可为同流方向、逆流方向，或者它们可以交叉流方式流动，以促进低温燃料和加热流体之间的高效热交换。
蒸发器60中的热交换可在低温燃料和加热流体之间，通过金属壁以直接方式进行。图5示意性地显示蒸发器60中的直接热交换器。图6a示意性地显示示例性直接热交换器63，其使用燃气涡轮发动机101排气99的部分97来加热低温液体燃料112。备选地，蒸发器60中的热交换可在低温燃料和上面列出的热源之间，通过使用中间加热流体，以间接方式进行。图6b显示使用间接热交换器64的示例性蒸发器60，间接热交换器64使用中间加热流体68来加热低温液体燃料112。在图6b中显示的这种间接热交换器中，中间加热流体68被来自燃气涡轮发动机101的排气99的部分97加热。然后来自中间加热流体68的热传递到低温液体燃料112。图6c显示用于在蒸发器60中使用的间接交换器的另一个实施例。在这个备选实施例中，中间加热流体68被燃气涡轮发动机101的风扇旁通流107的一部分以及发动机排气99的部分97加热。然后中间加热流体68加热低温液体燃料112。使用控制阀38来控制流之间的相对热交换。
(V)运行双重燃料航空器系统的方法
关于图7中示意性地显示的示例性飞行任务图来在下面描述使用双重燃料推进系统100来运行航空器系统5的示例性方法。图7中示意性地显示的示例性飞行任务图显示在飞行任务的各部分期间的发动机功率设置，它们由字母标记A-B-C-D-E-…-X-Y等标识。例如，A-B表示启动，B-C显示地面空转，G-H显示起飞，T-L和O-P显示巡航等。在航空器系统5的运行期间(参见图7中的示例性飞行曲线120)，推进系统100中的燃气涡轮发动机101可在推进系统的运行的第一选定部分期间(诸如例如在起飞期间)，使用例如第一燃料11。推进系统100可在推进系统的运行的第二选定部分期间(诸如在巡航期间)，使用第二燃料12，诸如例如LNG。备选地，在航空器系统5的运行的选定部分期间，燃气涡轮发动机101能够同时使用第一燃料11和第二燃料12两者来产生推进力。第一燃料和第二燃料的比例可在双重燃料推进系统100的运行的各种阶段期间，合适地在0%至100%之间改变。
使用双重燃料燃气涡轮发动机101来运行双重燃料推进系统100的示例性方法包括以下步骤：通过燃烧燃烧器90中的第一燃料11来启动航空器发动机101(参见图7中的A-B)，燃烧器产生驱动发动机101中的燃气涡轮的热气体。第一燃料11可为已知类型的液体燃料，诸如基于煤油的喷气机燃料。当启动时，发动机101可产生足够的热气体，热气体可用来使诸如例如低温燃料的第二燃料蒸发。然后使用蒸发器60中的热来使第二燃料12蒸发，以形成气态燃料13。第二燃料可为低温液体燃料112，诸如例如LNG。已经在本文前面描述了示例性蒸发器60的运行。然后使用燃料喷嘴80将气态燃料13引入到发动机101的燃烧器90中，并且气态燃料13在燃烧器90中燃烧，燃烧器90产生驱动发动机中的燃气涡轮的热气体。可使用流量计量阀65来控制引入到燃烧器中的第二燃料的量。示例性方法可进一步包括在航空器发动机之后，停止供应第一燃料11的步骤，如果期望的话。
在运行双重燃料航空器燃气涡轮发动机101的示例性方法中，可使用来自从发动机101中的热源抽取的热气体的热，来执行使第二燃料12蒸发的步骤。如前面描述的那样，在方法的一个实施例中，热气体可为来自发动机中的压缩机155(例如，如图5中显示的那样)的压缩空气。在方法的另一个实施例中，从发动机的排气喷嘴98或排气流99(例如，如图6a中显示的那样)供应热气体。
运行双重燃料航空器发动机101的示例性方法可以可选地包括以下步骤：在飞行曲线120的选定部分期间使用选定比例的第一燃料11和第二燃料12，诸如例如图7中显示的，以产生驱动燃气涡轮发动机101的热气体。第二燃料12可为低温液体燃料112，诸如例如液化天然气(LNG)。在以上方法中，在飞行曲线120的不同部分(参见图7)期间改变第一燃料12和第二燃料13的比例的步骤可有利地用来以经济且高效的方式运行航空器系统。这在例如第二燃料12的成本低于第一燃料11的成本的情形中是可行的。这在例如使用LNG作为第二燃料12，以及使用诸如Jet-A燃料的基于煤油的液体燃料作为第一燃料11时也是这样。在运行双重燃料航空器发动机101的示例性方法中，所使用的第二燃料12的量与所使用的第一燃料的量的比例(比)可在大约0%和100%之间改变，这取决于飞行任务的部分。例如，在一个示例性方法中，在飞行曲线的巡航期间，所使用的较廉价的第二燃料(诸如LNG)与所使用的基于煤油的燃料的比例为大约100%，以便最大程度地降低燃料的成本。在另一个示例性运行方法中，在飞行曲线的需要较高推力水平的起飞部分期间，第二燃料的比例为大约50%。
上面描述的运行双重燃料航空器发动机101的示例性方法可进一步包括以下步骤：使用控制系统130来控制引入到燃烧器90中的第一燃料11和第二燃料12的量。在图4中示意性地显示示例性控制系统130。控制系统130将控制信号131(S1)发送到控制阀135，以控制第一燃料11引入到燃烧器90的量。控制系统130还将另一个控制信号132(S2)发送到控制阀65，以控制引入到燃烧器90的第二燃料12的量。控制器134可使所使用的第一燃料11和第二燃料12的比例可在0%至100%之间改变，控制器134编程成在飞行曲线120的不同飞行环节期间，按需要改变比例。控制系统130还可接收例如基于风扇速度或压缩机速度或其它适当的发动机运行参数的反馈信号133。在一个示例性方法中，控制系统可为发动机控制系统的一部分，诸如例如，全权数字电子控制器(FADEC)357。在另一个示例性方法中，机械或液力机械发动机控制系统可形成控制系统的一部分或全部。
控制系统130、357体系结构和策略适当地设计成实现航空器系统5的经济运行。通往增压泵52和高压泵(一个或多个)58的控制系统反馈可通过发动机FADEC357实现，或者通过具有单独的控制系统的分布式计算实现，单独的控制系统可以可选地通过各种可访问的数据总线来与发动机FADEC和航空器系统5控制系统通信。
诸如例如图4中的项目130显示的控制系统可改变泵52、58的速度和输出，以便为了安全目的而在机翼7上保持规定压力(例如大约30-40 psi)，以及在高压泵58的下游保持不同的压力(例如大约100至1500 psi)，以使系统压力保持高于LNG的临界点，以及避免两相流，而且通过以高压和高燃料密度运行来减小LNG燃料输送系统的体积和重量。
在示例性控制系统130、357中，控制系统软件可包括任何或全部以下逻辑：(A)控制系统策略，其在起飞和/或在高的压缩机排气温度(T3)和/或涡轮入口温度(T41)下的包络中的其它点时，最大程度地增加对诸如例如LNG的低温燃料的使用；(B)控制系统策略，其最大程度地增加对诸如例如LNG的低温燃料的使用，以便最大程度地降低燃料成本；(C)控制系统130、357，其仅对于海拔重新点火，重新点燃诸如例如Jet-A的第一燃料；(D)控制系统130、357，其仅作为默认设置而用传统的Jet-A执行地面启动；(E)控制系统130、357，其仅在任何非典型的操作期间默认为Jet-A；(F)控制系统130、357，其允许按任何比例手动(飞行员指挥)选择传统燃料(例如Jet-A)或低温燃料，诸如例如LNG；(G)控制系统130、357，对于所有快速加速和减速，其利用100%的传统燃料(例如Jet-A)。
对于航空器推进，在液化天然气(LNG)燃料中存在相当大的商业和军事利益。在燃烧之前，LNG燃料必须转换成气体或者蒸发。图8示出涡轮风扇发动机500，其包括风扇502、低压压缩机504、高压压缩机506、燃烧室508、高压涡轮510和低压涡轮512。泵522可将LNG从LNG储存器520馈送到燃烧室508。可包括蒸发器热交换器530，并且其可为安装在排气口的强制对流热交换器，从而利用来自涡轮风扇发动机500的废热来使LNG蒸发。蒸发器热交换器530可为任何适当的类型，并且可置于任何适当的位置，包括浸入排气流中，或者安装在涡轮发动机的排气通道的壁上。简单但有效的蒸发器530可包括1英寸直径的管，管加工成螺旋状，并且安装在低压涡轮512下游的排气环带中。
使用排气废热的这个和任何LNG蒸发器的一个困难在于控制输送到燃料流控制阀532和燃料喷嘴534的气体温度。离开蒸发器530的天然气温度随LNG流率和排气温度改变。低流量将产生高的天然气温度，而高流量则将产生低的天然气温度。如果LNG过热，则LNG可能对燃料流控制阀532和/或燃料喷嘴534造成热损伤，或者在双重燃料喷嘴中引起焦炭聚集。
LNG流可在蒸发器530的前面不远处分到两个通道中，如图8中显示的那样。大部分LNG流可输送到蒸发器530，蒸发成气体，然后输送到燃烧室508。第二通道允许LNG的一部分绕过蒸发器530，并且作为液体喷射到离开蒸发器530的气体中。较少量液体立刻闪蒸成气体，而且由于这么做，降低气态混合物的温度。绕过蒸发器530的LNG的确切量由阀536控制，阀536由温度控制器装置538控制。温度控制器装置538接收来自混合流(在燃料流控制阀532的前面或后面不远处)的温度传感器信号521。如果温度过高，则信号发送到阀536，以发送较多旁通流和较少流通过蒸发器530。如果温度过低，信号发送到阀536，以发送较少旁通流和较多流通过蒸发器530。温度控制器装置538可结合用于对本领域技术人员众所周知的稳定的非振荡促动器控制信号的适当的电子电路。还可包括求和阀539，以结合绕过蒸发器的LNG流和已经传送通过蒸发器530的LNG。
在图9中公开的有创造性的实施例中，求和控制阀由恒温膨胀阀(TEV)540代替，恒温膨胀阀(TEV)540消除对分流阀和电子控制设备的需要。TEV 540可保持离开蒸发器530的恒定的天然气温度。这可允许将LNG蒸气混合物温度自动控制成恒定设定温度，包括恒定的过热温度。TEV 540还可针对蒸发器流和压降而补偿LNG蒸气混合物温度控制。
更特别地，图9示出具有涡轮核心501的涡轮发动机组件500，涡轮核心501具有沿轴向对齐的压缩机区段505、燃烧区段507、涡轮区段509和喷嘴区段511。液化天然气(LNG)燃料系统519被示为具有LNG储存器520、泵522和位于喷嘴区段511内的蒸发器热交换器530。蒸发器热交换器530可包括至少一个回路。在示出的示例中，蒸发器热交换器530包括多个回路。
LNG燃料系统519还已经被示为包括可操作地将LNG储存器联接到蒸发器热交换器的输入上的第一液体供应管线531、可操作地将蒸发器热交换器530的输出联接到燃烧区段507上的气体供应管线533、可操作地将LNG储存器520联接到气体供应管线533和TEV 540上的第二液体供应管线535。如示出的那样，第二液体供应管线535从第一液体供应管线531中分支，并且在TEV 540的上游进行分支。
TEV 540控制从第二液体供应管线535到气体供应管线533的LNG流，并且具有在TEV 540的下游可操作地联接到气体供应管线533上的温度传感器554，其中，TEV 540基于气体供应管线533内的流体的温度来控制LNG通过第二液体供应管线535的流率。照这样，TEV 540保持离开蒸发器热交换器530的恒定的天然气温度。在示出的示例中，燃料流控制阀532位于TEV 540的下游，并且可构造成控制通过气体供应管线533的流体流。
在图10中显示TEV 540和蒸发器530的构件的横截面。蒸发器530可为螺旋盘管，或者浸入在低压涡轮或任何其它热源下游的、由箭头542示意性地示出的热排气中的其它热交换器。TEV 540可位于理想地非常接近第一液体供应管线531和气体供应管线533两者的热排气542的流径的外部不远处。这允许TEV 540在良好温度环境中运行，而且如有需要，易于接近，便于维修。
更清楚地示出通往TEV 540的入口550可连接到第一液体供应管线531上，从而允许加压LNG通往蒸发器530和TEV 540两者。TEV 540的出口552可连接到气体供应管线533上，从而允许LNG在TEV 540打开时绕过蒸发器530。蒸发器离开管546中的组合流可输送到燃料流控制阀532和燃烧室508。温度传感器554可包括在TEV 540中，并且可位于旁路流和蒸发器流会聚处的下游，而且作为非限制性示例，温度传感器554可包括感测导管。温度传感器554可浸入混合流中，或者可按允许与混合流进行良好热连通的方式附连到蒸发器离开管546上。毛细管556还可包括中TEV 540中，并且可将温度传感器554连接到TEV 540的隔膜腔体558。
图11示出TEV 540的示例性部分，其包括温度传感器554，其呈热感测导管560、毛细管556和膨胀波纹管或隔膜562的形式。如示出的那样，毛细管556可以可操作地将呈热感测导管560的形式的第一腔体564联接到第二腔体或膨胀腔室566(其一侧是可移动隔膜562)。毛细管556确保感测导管压力P1a和隔膜腔体压力P1b始终相等。
热感测导管560、毛细管556和膨胀腔室566可由流体填充，针对流体的在期望的阀控制温度附近的蒸气饱和(沸腾)压力-温度关系来选择流体。流体可为任何适当的流体，包括(以非限制性示例的方式)甲烷或制冷剂R12、R124或其它类似流体。可针对期望控制温度(例如100℉)或期望过热(例如在多个运行压力下高于蒸气饱和温度20℉)来设计蒸发器530和TEV 540。
如图12中更清楚地示出的那样，TEV 540还可包括包围TEV 540的一部分的本体567，本体567包括隔膜562，其促动销或推杆569、阀杆或阀针568、阀座570和过热弹簧572。隔膜562可以可操作地联接到弹簧加载式阀座570上。在运行期间，当蒸气温度过低时，或者当LNG蒸发器530不运行时，热感测导管560中的流体全部或大部分是液体，并且对隔膜562施加较小的压力。在隔膜562上缺少压力P2以及过热弹簧572的压缩力使阀座570上的阀针568和阀流域保持关闭。
当蒸发器530运行，以及出口温度等于或大于期望的最高温度时，热感测导管560中的流体的一部分转换成蒸气，蒸气占用较大体积，并且产生升高的压力P1a。毛细管556允许热感测导管560中的较大的压力与隔膜562连通，并且实现压力均衡。较大的压力P1b会使隔膜562移动，而且产生较大的力F1。F1是用来打开阀的热静力元件的隔膜力(对导管温度的反应)。隔膜562对阀针568施加打开力F1，并且流域打开。
当蒸发器530运行且出口温度低于期望温度时，热感测导管560中的流体的一部分转换回液体(其占用较少空间)，并且产生降低的压力P1a。毛细管556允许热感测导管560中的降低的压力与隔膜562连通，并且实现压力均衡。降低的压力P1b会使隔膜562移动，并且产生较小的力F1。隔膜562允许阀流域部分地关闭。
控制TEV的运行的三个力是：a)已经描述过的F1；b)F2，它是在隔膜562下方沿关闭方向起作用的蒸发器出口压力；以及c)F3，它是也在隔膜562下面以关闭力应用的过热弹簧力。在任何恒定运行状况下，这些力根据以下等式而平衡：
F1=F2+F3。(1)
如果发动机状况或LNG流改变，可存在蒸发器出口温度变化，导管温度也相似地改变。如果出口温度过高，则温度会使热感测导管560内的压力增大，这会提高压力P1。蒸发器中的压力P2和TEV 540中的弹簧压力P3保持恒定。随着压力P1增大，隔膜562膨胀，以迫使阀打开得更大。因此，允许更多LNG绕过蒸发器530，与蒸发器出口气体混合，并且降低供应到燃烧室508的混合物的温度。LNG旁通流率提高会冷却混合物，降低热感测导管560中的温度，并且压力使F1减小，F1减小会略微关闭阀面积，这再一次建立平衡控制。当混合物温度过冷时，发生相反的循环。
将理解的是，TEV 540可按任何适当的方式形成，例如图13示出TEV640，其类似于前面描述的TEV 540，并且因此，将用增加100的相同标号来标识相同部件，要理解的是，对TEV 540的相同部件的描述适用于TEV640，除非另有说明。一个区别在于，TEV640包括波纹管662而非隔膜。波纹管662在平移阀机构或阀座670上提供相同的合压力。以非限制性示例的方式，如果期望平移和阀打开的量较大，则可使用具有波纹管662的TEV640。此外，TEV 640还包括调节螺钉680，以增大或减小由弹簧672产生的弹簧预负载，并且从而提高或降低阀打开压力。虽然未示出，但毛细管可以可操作地将热感测导管联接到由波纹管662形成的腔室上，以确保感测导管压力P1a和腔室压力P1b始终相等。
图14示出另一个TEV 740，它类似于前面描述的TEV 640，并且因此，相同部件由增加了100的相同标号标识，要理解的是，对TEV 640的相同部件的描述适用于TEV 740，除非另有说明。一个区别在于，TEV 740结合第二波纹管782和同等的毛细管784，毛细管784将第二波纹管腔室786在远处的热感测导管788下游连接到混合通道上。这使第二波纹管腔室786中的腔体压力与感测热导管788处的静压相等。这可允许TEV 740控制到恒定过热而非恒定温度。
将理解的是，可在用于涡轮发动机的双重燃料航空器系统中利用任何以上实施例，双重燃料航空器系统包括用于控制从第一燃料箱到涡轮发动机的第一燃料流的第一燃料系统和用于控制通往涡轮发动机的液化天然气流的第二燃料系统。
上面描述的实施例提供多个好处，包括可感测蒸发LNG混合物温度，而且可控制蒸发LNG混合物温度。更特别地，可基于感测温度来促动蒸发LNG温度控制阀，并且可控制绕过蒸发器的LNG流的量。上面描述的实施例还允许有用于感测蒸发LNG混合物温度、控制蒸发LNG混合物温度、促动蒸发LNG温度控制阀的设备、用于控制绕过蒸发器的LNG流的量的阀。这可允许将蒸发LNG混合物温度自动控制到恒定的设定-温度，诸如恒定的过热温度。这还可允许针对蒸发器流和压降补偿任何LNG蒸气混合物温度控制。
在未描述的方面，各种实施例的不同特征和结构可如期望的那样彼此结合起来使用。在所有实施例中可能未示出一个特征不意于理解为不可在实施例中，这么做是为了使描述简洁。因而，不同实施例的各种特征可如期望的那样混合和搭配，以形成新实施例，不管是否清楚地描述了新实施例。本公开覆盖了本文描述的特征的所有组合或排列。
本书面描述使用示例来公开本发明，包括最佳模式，并且还使本领域任何技术人员能够实践本发明，包括制造和使用任何装置或系统，以及实行任何结合的方法。本发明的可取得专利的范围由权利要求限定，并且可包括本领域技术人员想到的其它示例。如果这样的其它示例具有不异于权利要求的字面语言的结构要素，或者如果它们包括与权利要求的字面语言无实质性差异的等效结构要素，则它们意于处在权利要求的范围之内。

Claims (15)

1. 一种涡轮发动机组件，包括：
涡轮核心，其包括：
　　压缩机区段；
　　燃烧区段；
　　涡轮区段；以及
　　沿轴向对齐的喷嘴区段；以及
液化天然气(LNG)燃料系统，其包括：
　　LNG储存器；
　　位于所述涡轮核心内的蒸发器热交换器；
　　第一液体供应管线，其可操作地将所述LNG储存器联接到所述蒸发器热交换器的输入上；
　　气体供应管线，其可操作地将所述蒸发器热交换器的输出联接到所述燃烧区段上；
　　第二液体供应管线，其可操作地将所述LNG储存器联接到所述气体供应管线上；以及
　　恒温膨胀阀(TEV)，其控制从所述第二液体供应管线到所述气体供应管线的LNG流，并且具有可操作地在所述TEV下游联接到所述气体供应管线上的温度传感器，其中，所述TEV基于所述气体供应管线内的流体的温度来控制通过所述第二液体供应管线的LNG的流率。
2. 根据权利要求1所述的涡轮发动机组件，其特征在于，所述第二液体供应管线从所述第一液体供应管线分支。
3. 根据权利要求2所述的涡轮发动机组件，其特征在于，所述分支发生在所述TEV的上游。
4. 根据权利要求1所述的涡轮发动机组件，其特征在于，所述蒸发器热交换器浸入排气流中。
5. 根据权利要求1所述的涡轮发动机组件，其特征在于，所述蒸发器热交换器安装在所述涡轮发动机的排气通道的壁上。
6. 根据权利要求1至5中的任一项所述的涡轮发动机组件，其特征在于，所述涡轮发动机组件进一步包括控制通过所述气体供应管线的流体流的流控制阀。
7. 根据权利要求6所述的涡轮发动机组件，其特征在于，所述流控制阀在所述TEV的下游。
8. 根据权利要求1至5中的任一项所述的涡轮发动机组件，其特征在于，所述TEV可在完全打开位置和完全关闭位置之间移动。
9. 根据权利要求8所述的涡轮发动机组件，其特征在于，所述TEV进一步包括在流体方面与所述第二液体供应管线联接的入口和选择性地在流体方面联接到所述气体供应管线上的出口，从而在所述TEV处于部分地打开位置或所述完全打开位置时，允许LNG绕过所述蒸发器热交换器。
10. 根据权利要求9所述的涡轮发动机组件，其特征在于，当所述温度过热时，所述TEV构造成朝所述完全打开位置移动，而当所述温度过冷时，所述TEV构造成朝所述完全关闭位置移动。
11. 一种用于航空器的涡轮发动机的双重燃料航空器系统，包括：
用于控制从第一燃料箱到所述涡轮发动机的第一燃料流的第一燃料系统；以及
用于控制通往所述涡轮发动机的液化天然气流的第二燃料系统，其包括：
　　LNG储存器；
　　安装在所述涡轮发动机上或其附近的蒸发器热交换器；
　　第一液体供应管线，其可操作地将所述LNG储存器联接到所述蒸发器热交换器的输入上；
　　气体供应管线，其可操作地将所述蒸发器热交换器的输出联接到所述涡轮发动机上；
　　第二液体供应管线，其可操作地将所述LNG储存器联接到所述气体供应管线上；以及
　　恒温膨胀阀(TEV)，其控制从所述第二液体供应管线到所述气体供应管线的LNG流，并且具有可操作地在所述TEV下游联接到所述气体供应管线上的温度传感器，其中，所述TEV基于所述气体供应管线内的流体的温度来控制通过所述第二液体供应管线的LNG的流率。
12. 根据权利要求11所述的双重燃料航空器系统，其特征在于，所述第二燃料系统进一步包括流控制阀，所述流控制阀控制通过所述气体供应管线到达所述涡轮发动机的流体流。
13. 根据权利要求11至12中的任一项所述的双重燃料航空器系统，其特征在于，所述TEV可在完全打开位置和完全关闭位置之间移动。
14. 根据权利要求13所述的双重燃料航空器系统，其特征在于，当所述温度过热时，所述TEV构造成朝所述完全打开位置移动，而当所述温度过冷时，所述TEV构造成朝所述完全关闭位置移动。
15. 根据权利要求14所述的双重燃料航空器系统，其特征在于，所述温度传感器包括在流体方面与所述TEV的可移动元件联接的热感测导管。
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