CN104870311A - 飞行器和管理蒸发的低温燃料的方法 - Google Patents

Abstract

一种管理在飞行器的低温燃料系统的贮存箱中的蒸发的低温燃料的方法和一种飞行器，该飞行器具有：至少一个涡轮发动机，其为飞行器提供推进力；和低温燃料系统，其包括定位在飞行器内的被动冷却低温燃料贮存箱；压力出口，其流体地联接至低温燃料贮存箱并且从低温燃料排气蒸发的气体来限定天然气排出流；以及催化转化器，其流体地联接至压力出口。

Description

飞行器和管理蒸发的低温燃料的方法

相关申请的交叉引用

本申请主张在2012年12月28日提交的美国临时专利申请No. 61/746,953的权益，将其全部合并入本文。

技术领域

在本文中描述的技术大体涉及飞行器系统，并且更具体地涉及在航空燃气涡轮发动机中使用双燃料的飞行器系统和操作其的方法。

背景技术

某些低温燃料(例如，液化天然气(LNG))可比常规的喷射燃料更廉价。在常规燃气涡轮应用中冷却的现有方法为使用压缩空气或常规液体燃料。用于冷却的压缩机空气的使用可降低发动机系统的效率。

由此，将期望具有在航空燃气涡轮发动机中使用双燃料的飞行器系统。将期望具有可由如下的航空燃气涡轮发动机推动的飞行器系统：其可使用常规喷射燃料和/或更廉价的低温燃料(例如，液化天然气(LNG))操作。将期望具有在航空燃气涡轮部件和系统中的更有效的冷却。将期望具有改善的效率和在发动机中的更低的比燃料消耗来降低操作成本。期望具有使用双燃料的航空燃气涡轮发动机，该燃料可降低环境影响，带有更低的温室气体(CO2)、氮氧化物-NOx、一氧化碳-CO、未燃烧的碳氢化合物和烟雾。

发明内容

在一方面中，本发明的实施例涉及一种飞行器，具有：至少一个涡轮发动机，其为飞行器提供推进力；和低温燃料系统，其包括：定位在飞行器内的被动冷却低温燃料贮存箱；压力出口，其流体地联接至低温燃料贮存箱并且排气来自低温燃料的蒸发气体，来限定天然气出口流；以及催化转化器，其流体地联接至压力出口并且接收天然气出口流，并将天然气出口流转化成包括氧化产物的第二气体流。

在另一方面中，本发明的实施例涉及一种管理在飞行器的低温燃料系统的贮存箱中的蒸发的低温燃料的方法，其包括：将处于蒸发的低温燃料的形式的排出气体从贮存箱排出来维持在贮存箱中的内压；将排出的气体与空气混合来形成排出的气体和空气混合物，来形成第一气体流；使第一气体流行进穿过加热的催化转化器，以产生氧化产物的第二气体流。

附图说明

可通过参照结合附图做出的下列描述而最好地理解在本文中描述的技术，其中：

图1是具有双燃料推进系统的示例性飞行器系统的等距视图；

图2是示例性燃料输送/分配系统；

图2a是在示例性低温燃料的示意压焓图中的示例性操作路径；

图3是显示燃料箱的示例性布置和示例性汽化使用的示意图；

图4是具有燃料输送和控制系统的示例性双燃料飞行器燃气涡轮发动机的示意截面图；

图5是显示示意换热器的示例性双燃料飞行器燃气涡轮发动机的一部分的示意截面图；

图6a是示例性直接换热器的示意图；

图6b是示例性间接换热器的示意图；

图6c是另一示例性间接换热器的示意图；

图7是用于飞行器系统的示例性飞行任务剖面的示意图；以及

图8示出了示例性催化氧化剂系统的实施例。

具体实施方式

参考本文中的附图，遍及各种视图相同的标号代表相同的元件。

图1显示了根据本发明的示例性实施例的飞行器系统5。示例性飞行器系统5具有机身6和附接至机身6的机翼7。飞行器系统5具有推进系统100，其在飞行中产生推动飞行器系统5所需要的推进推力。尽管在图1中推进系统100显示为附接至机翼7，但是在其它实施例中，其可联接至飞行器系统5的其它部分，例如，尾部部分16。

示例性飞行器系统5具有燃料贮存系统10，其用于贮存在推进系统100中使用的一种或更多种类型的燃料。如在下面本文中进一步所说明，在图1中显示的示例性飞行器系统5使用两种类型的燃料。由此，示例性飞行器系统5包括能够贮存第一燃料11的第一燃料箱21，和能够贮存第二燃料12的第二燃料箱22。在图1中显示的示例性飞行器系统5中，第一燃料箱21的至少一部分定位在飞行器系统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定位在机翼7联接至机身6的位置附近的飞行器系统5的机身6中。在备选实施例中，第二燃料箱22可定位在机身6或机翼7中的其它适当的位置处。在其它实施例中，飞行器系统5可包括能够贮存第二燃料12的可选的第三燃料箱123。可选的第三燃料箱123可例如在图1中示意地所显示，定位在飞行器系统5的机身6的后部部分中。

如在下面本文中进一步所描述，在图1中显示的推进系统100是双燃料推进系统，其能够通过使用第一燃料11或第二燃料12或使用第一燃料11和第二燃料12两者产生推进推力。示例性双燃料推进系统100包括燃气涡轮发动机101，其能够选择性地使用第一燃料11、或第二燃料21或以选择的比例使用第一燃料和第二燃料产生推进推力。第一燃料可为常规液体燃料，例如，基于煤油的喷射燃料，例如在本领域中公知为Jet-A、JP-8、或JP-5或其它已知类型或等级。在本文中描述的示例性实施例中，第二燃料12是在十分低的温度下贮存的低温燃料。在本文中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，在本文中称为“LNG”)。低温第二燃料12在低温下贮存在燃料箱中。例如，LNG在大约-265°F下在大约15psia的绝对压力下贮存在第二燃料箱22中。燃料箱可由已知的材料(例如，钛、因科镍合金、铝或复合材料)形成。

在图1中显示的示例性飞行器系统5包括燃料输送系统50，其能够从燃料贮存系统10向推进系统100输送燃料。已知的燃料输送系统可用于输送常规的液体燃料，例如，第一燃料11。在本文中描述并在图1和图2中显示的示例性实施例中，燃料输送系统50构造为通过运输低温燃料的管道54向推进系统100输送低温液体燃料(例如，LNG)。为了在输送期间充分维持低温燃料的液体状态，燃料输送系统50的管道54的至少一部分被隔热且构造用于运输加压低温液体燃料。在一些示例性实施例中，管道54的至少一部分具有双壁构造。管道可由已知的材料(例如，钛、因科镍合金、铝或复合材料)形成。

在图1中显示的飞行器系统5的示例性实施例还包括燃料电池系统400，其包括能够使用第一燃料11或第二燃料12中的至少一者产生电功率的燃料电池。燃料输送系统50能够从燃料贮存系统10向燃料电池系统400输送燃料。在一个示例性实施例中，燃料电池系统400使用由双燃料推进系统100使用的低温燃料12的一部分产生功率。

推进系统100包括燃气涡轮发动机101，其通过在燃烧器中燃烧燃料产生推进推力。图4是示例性燃气涡轮发动机101的示意图，该燃气涡轮发动机101包括风扇103、和具有高压压缩机105的芯部发动机108、以及燃烧器90。发动机101还包括高压涡轮155、低压涡轮157、以及增压器104。示例性燃气涡轮发动机101具有风扇103，其产生推进推力的至少一部分。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联接在一起，并且压缩机105和涡轮155使用第二转子轴115联接在一起。在例如图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外壳116内。在其它应用中，风扇103可形成不存在围绕风扇叶片组件的外壳的“开放转子”。

在操作期间，空气在大体平行于延伸穿过发动机101的中心线轴线15的方向上轴向地流动穿过风扇103，并且压缩空气被供应至高压压缩机105。将高度压缩的空气输送至燃烧器90。来自燃烧器90的热气体(在图4中未显示)驱动涡轮155和157。涡轮157借助于轴114驱动风扇103，并且相似地，涡轮155借助于轴115驱动压缩机105。在备选实施例中，发动机101可具有在本领域中有时公知为中压压缩机的额外的压缩机，其由另一涡轮级(在图4中未显示)驱动。

在飞行器系统5的操作(见在图7中显示的示例性飞行剖面)期间，在推进系统100中的燃气涡轮发动机101可在推进系统的操作的第一选择部分期间(例如，在起飞期间)使用例如第一燃料11。推进系统100可在推进系统的操作的第二选择部分期间(例如，在巡航期间)使用第二燃料12，例如，LNG。备选地，在飞行器系统5的操作的选择部分期间，燃气涡轮系统101能够同时使用第一燃料11和第二燃料12两者，来产生推进推力。当在推进系统的操作的各种阶段期间适当时，第一燃料和第二燃料的比例可在0％至100％之间改变。

在本文中描述的飞行器和发动机系统能够进行使用两种燃料的操作，它们中的一者可为低温燃料，例如，LNG(液化天然气)，另一种为常规的基于煤油的喷射燃料，例如世界通用的Jet-A、JP-8、JP-5或相似的等级。

Jet-A燃料系统与常规的飞行器燃料系统相似，除了燃料喷嘴外，该燃料喷嘴能够以从0至100％的比例向燃烧器点燃Jet-A和低温/LNG。在图1中显示的实施例中，LNG系统包括燃料箱，其可选择地包含下列特征：(i)排出管线，其带有适当的止回阀来维持在箱中的指定的压力；(ii)用于液体低温燃料的排放管线；(iii)获得存在于箱中的低温(LNG)燃料的温度、压力、以及体积的计量或其它测量能力；(iv)定位在低温(LNG)箱中或可选地在箱外的增压泵，其增加低温(LNG)燃料的压力来将其运输至发动机；以及(iv)可选的制冷机，来保持箱无限期地处于低温。

燃料箱将优选地在大气压力下或附近操作，但是可在0至100psig的范围下操作。燃料系统的备选实施例可包括高箱压力和温度。从箱和增压泵行进至发动机挂架(Pylon)的低温(LNG)燃料管线可具有下列特征：(i)单壁或双壁构造；(ii)真空隔热件或低热传导性材料隔热件；和(iii)可选的制冷机，来将LNG流再循环至箱而不向LNG箱增加热。低温(LNG)燃料箱可在飞行器中定位于常规的Jet-A辅助燃料箱定位在现有系统之处，例如，在前或后货舱中。备选地，低温(LNG)燃料箱可定位在中心机翼箱位置中。利用低温(LNG)燃料的辅助燃料箱可设计为，使得如果低温(LNG)燃料将不被使用扩展的时期，那么该辅助燃料箱可被移除。

高压泵可定位在挂架中或在发动机上，来将低温(LNG)燃料的压力提高至足以向燃气涡轮燃烧器喷入燃料的水平。泵可或可不将LNG/低温液体的压力提高至低温(LNG)燃料的临界压力(Pc)之上。可安装在发动机上或附近的在本文中称为“蒸发器”的换热器向液化天然气燃料增加热能，从而升高温度并体积地膨胀低温(LNG)燃料。来自蒸发器的热(热能)可来源于许多源。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配管冷却依附空气；(v)来自HP涡轮的冷却的冷却空气；(vi)润滑油；或(vii)机上航空电子或电子器件。换热器可为各种设计，包括壳和管、双配管、板翅等，并且可以并流、逆流、或横流方式流动。热交换可通过与上面列出的热源的直接或间接接触而发生。

控制阀定位于在上面描述的蒸发器/换热单元下游。控制阀的目的在于，以指定水平计量横跨与燃气涡轮发动机操作相关联的操作条件的范围下进入燃料歧管的流。控制阀的次要目的在于，充当反压调节器，其将系统的压力设置为在低温(LNG)燃料的临界压力之上。

燃料歧管定位在控制阀的下游，其用来将气态燃料均匀地分配至燃气涡轮燃料喷嘴。在一些实施例中，歧管可可选择地充当换热器，其从芯部罩隔间或其它热环境向低温/LNG/天然气燃料传递热能。净化歧管系统可可选择地与燃料歧管一起采用，来在气态燃料系统未处于操作中时用压缩空气(CDP)净化燃料歧管。这将防止由环境压力变化引起的向气态燃料喷嘴的热气体吸入。可选择地，在燃料喷嘴中或附近的止回阀可防止热气体吸入。

在本文中描述的系统的示例性实施例可如下地操作：低温(LNG)燃料在大约15psia和大约-265°F下定位于箱中。通过定位在飞行器上的增压泵将其泵压至接近30psi。液体低温(LNG)燃料经由隔热的双壁配管流过机翼至飞行器挂架，在此处其增加至大约100至1500psia并且可在天然气/甲烷的临界压力之上或之下。低温(LNG)燃料然后前进至蒸发器，在此处其体积地膨胀成气体。蒸发器可尺寸确定为保持马赫数和相对应的压力损失较低。气态天然气然后通过控制阀计量并进入燃料歧管和燃料喷嘴，在此该气态天然气以别的标准在航空燃气涡轮发动机系统中燃烧，从而为飞机提供推力。在循环条件改变时，增压泵中的压力(例如，大约30psi)和HP泵中的压力(例如，大约1000psi)被维持在接近不变的水平。通过计量阀控制流。结合适当地确定尺寸的燃料喷嘴的在流上的变化导致在歧管中的可接受且变化的压力。

示例性飞行器系统5具有燃料输送系统，其用于从贮存系统10输送一种或更多种类型的燃料以用于在推进系统100中使用。对于常规液体燃料，例如，基于煤油的喷射燃料，可使用常规的燃料输送系统。在本文中描述且在图2和图3中示意地显示的示例性燃料输送系统包括用于飞行器系统5的低温燃料输送系统50。在图2中显示的示例性燃料系统50包括能够贮存低温液体燃料112的低温燃料箱122。在一个实施例中，低温液体燃料112是LNG。也可使用其它备选低温液体燃料。在示例性燃料系统50中，低温液体燃料112(例如，LNG)处于第一压力“P1”。压力P1优选地接近大气压力，例如，15psia。

示例性燃料系统50具有增压泵52，使得其与低温燃料箱122流连通。在操作期间，当在双燃料推进系统100中需要低温燃料时，增压泵52从低温燃料箱122移除一部分低温液体燃料112，并且将其压力增加至第二压力“P2”，并且使其流入定位在飞行器系统5的机翼7中的机翼供应管道54。压力P2选择为，使得当在供应管道54中流动期间，液体低温燃料维持其液体状态(L)。压力P2可在大约30psia至大约40psia的范围中。基于使用已知方法的分析，对于LNG，发现30psia是合乎需要的。增压泵52可定位于在飞行器系统5的机身6中的适当的位置处。备选地，增压泵52可定位为接近低温燃料箱122。在其它实施例中，增压泵52可定位在低温燃料箱122内。为了在输送期间充分维持低温燃料的液体状态，隔热机翼供应管道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构造。管道54和增压泵52可使用已知的材料(例如，钛、因科镍合金、铝或复合材料)形成。

示例性燃料系统50具有高压泵58，其与机翼供应管道54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将液体低温燃料(例如，LNG)的压力增加至足以将燃料注射入推进系统100的第三压力“P3”。压力P3可在大约100psia至大约1000psia的范围中。高压泵58可定位于在飞行器系统5或推进系统100中的适当的位置处。高压泵58优选地定位在支撑推进系统100的飞行器系统5的挂架55中。

如在图2中所显示，示例性燃料系统50具有用于将低温液体燃料112变换成气态(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向低温液体燃料(例如，LNG)增加热(热能)，从而提高其温度并体积地膨胀其。热(热能)可从在推进系统100中的一个或更多个源供应。例如，用于在蒸发器中蒸发低温液体燃料的热可从数个源中的一个或更多个供应，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、在发动机中的润滑油、飞行器系统航空电子/电子器件、或在推进系统100中的任何热源。由于在蒸发器60中发生的热的交换，因而蒸发器60可备选地称作换热器。蒸发器60的换热器部分可包括壳和管类型的换热器、或双配管类型的换热器、或翅片和板类型的换热器。在蒸发器中的热流体和冷流体流可为并流、或逆流、或横流流动类型。在蒸发器中的热流体和冷流体之间的热交换可通过壁直接地或使用中间工作流体间接地发生。

低温燃料输送系统50包括流计量阀65(“FMV”，也称作控制阀)，其与蒸发器60和歧管70流连通。流计量阀65定位于在上面描述的蒸发器/换热单元下游。FMV(控制阀)的目的在于，以指定水平计量横跨与燃气涡轮发动机操作相关联的操作条件的范围下进入燃料歧管70的燃料流。控制阀的次要目的在于，充当反压调节器，其将系统的压力设置为在低温燃料(例如，LNG)的临界压力之上。流计量阀65接收从蒸发器供应的气态燃料13并且将其压力降低至第四压力“P4”。歧管70能够接收气态燃料13并且将其分配至在燃气涡轮发动机101中的燃料喷嘴80。在优选的实施例中，蒸发器60在大体不变的压力下将低温液体燃料112变换成气态燃料13。图2a示意地显示了在输送系统50中的各点处的燃料的状态和压力。

低温燃料输送系统50还包括定位在燃气涡轮发动机101中的多个燃料喷嘴80。燃料喷嘴80将气态燃料13输送入燃烧器90以用于燃烧。定位在控制阀65下游的燃料歧管70用来向燃气涡轮燃料喷嘴80均匀地分配气态燃料13。在一些实施例中，歧管70可可选择地充当换热器，其从推进系统芯部罩隔间或其它热环境向LNG/天然气燃料传递热能。在一个实施例中，燃料喷嘴80构造为选择地接收常规的液体燃料(例如，常规的基于煤油的液体燃料)或通过蒸发器由低温液体燃料(例如，LNG)产生的气态燃料13。在另一实施例中，燃料喷嘴80构造为选择性地接收液体燃料和气态燃料13，并且构造为向燃烧器90供应气态燃料13和液体燃料来便于两种类型的燃料的共同燃烧。在另一实施例中，燃气涡轮发动机101包括多个燃料喷嘴80，其中，燃料喷嘴80中的一些构造为接收液体燃料，而燃料喷嘴80中的一些构造为接收气态燃料13并且适当地布置用于在燃烧器90中的燃烧。

在本发明的另一实施例中，在燃气涡轮发动机101中的燃料歧管70包括可选择的净化歧管系统，来在气态燃料系统未在操作中时用来自发动机的压缩空气或其它空气净化燃料歧管。这将防止由在燃烧器90中的环境压力变化引起的向气态燃料喷嘴的热气体吸入。可选择地，可使用在燃料喷嘴中或附近的止回阀防止在燃料喷嘴或歧管中的热气体吸入。

将LNG用作低温液体燃料的在本文中描述的示例性双燃料燃气涡轮推进系统描述为如下：LNG在15psia和-265°F下定位于箱22、122中。通过定位在飞行器上的增压泵52将其泵压至接近30psi。液体LNG经由隔热的双壁配管54流过机翼7至飞行器挂架55，在此处其增加至100至1500psia并且可在天然气/甲烷的临界压力之上或之下。液化天然气然后前进至蒸发器60，在此处其体积地膨胀成气体。蒸发器60可尺寸确定为保持马赫数和相对应的压力损失较低。气态天然气然后通过控制阀65计量并进入燃料歧管70和燃料喷嘴80，在此处其在双燃料航空燃气涡轮发动机系统100、101中燃烧，从而为飞行器系统5提供推力。在循环条件改变时，增压泵中的压力(30psi)和HP泵58中的压力(1000psi)被维持在接近不变的水平。通过计量阀65控制流。结合适当地确定尺寸的燃料喷嘴的在流上的变化导致在歧管中的可接受且变化的压力。

双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)的平行的燃料输送系统组成。煤油燃料输送相对现有的设计基本不变，除了燃烧器燃料喷嘴外，该燃料喷嘴设计为共同燃烧处于任何比例的煤油和天然气。如在图2中所显示，低温燃料(例如，LNG)燃料输送系统由下列特征组成：(A)双燃料喷嘴和燃烧系统，能够利用处于从0至100％的任何比例的低温燃料(例如，LNG)和Jet-A；(B)燃料歧管和输送系统，其也充当换热器，从而将低温燃料(例如，LNG)加热至气体或超临界流体。歧管系统设计为以均匀方式同时将燃料输送至燃烧器燃料喷嘴，并且从周围芯部罩、排气系统、或其它热源吸收热，从而消除或降低对单独换热器的需要；(C)燃料系统，其将处于其液体状态的低温燃料(例如，LNG)泵压至临界压力之上或之下，并且增加来自多种源中的任意种的热；(D)低压低温泵，其浸入低温燃料(例如，LNG)燃料箱中(可选地定位在燃料箱外)；(E)高压低温泵，其定位在飞行器挂架中或可选地在发动机或机舱上，来泵压至在低温燃料(例如，LNG)的临界压力之上的压力。(F)净化歧管系统可可选择地与燃料歧管一起采用，来在气态燃料系统未处于操作中时用压缩机CDP空气净化燃料歧管。这将防止由环境压力变化引起的向气态燃料喷嘴的热气体吸入。可选择地，在燃料喷嘴中或附近的止回阀可防止热气体吸入。(G)从箱和增压泵行进至发动机挂架的低温燃料(例如，LNG)管线具有如下特征：(1)单壁或双壁构造；(2)真空隔热件或可选择地低热传导性隔热材料(例如，气凝胶)；(3)可选的制冷机，来将低温燃料(例如，LNG)流再循环至箱，而不向低温燃料(例如，LNG)箱增加热。(H)高压泵，其定位在挂架中或在发动机上。该泵将把低温燃料(例如，LNG)的压力升高至足以将天然气燃料喷射入燃气涡轮燃烧器的水平。泵可或可不将低温液体(例如，LNG)的压力提高至低温燃料(例如，LNG)的临界压力(Pc)之上。

III 一种燃料贮存系统

在图1中显示的示例性飞行器系统5包括用于贮存低温燃料的低温燃料贮存系统10，例如在图3中所显示。示例性低温燃料贮存系统10包括低温燃料箱22、122，其具有形成贮存体积24的第一壁23，该贮存体积24能够贮存低温液体燃料12，例如，LNG。如在图3中示意地所显示，示例性低温燃料贮存系统10具有：流入系统32，其能够使低温液体燃料12流入贮存体积24；和流出系统30，其适于从低温燃料贮存系统10输送低温液体燃料12。其还包括排出系统40，该系统能够从贮存体积24中的低温液体燃料12移除气态燃料19(其可在贮存期间形成)的至少一部分。

在图3中显示的示例性低温燃料贮存系统10还包括回收系统34，其适于将未使用气态燃料19中的至少一部分29返还入低温燃料箱22。在一个实施例中，回收系统34包括制冷机42，其在将未使用燃料19的部分29返还入低温燃料箱22、122之前冷却该部分29。制冷机42操作的示例性操作为如下：在示例性实施例中，从燃料箱的汽化可使用也公知为制冷机的反向兰金致冷系统再次冷却。制冷机可由来自在飞行器系统5上的任意的可获得系统的电功率，或通过例如在停驻在登机门处时可获得的那些的地基功率系统来驱动。制冷机系统还可用来在双燃料飞行器燃气涡轮发动机101共同燃烧过渡期间再次液化燃料系统中的天然气。

燃料贮存系统10还可包括安全释放系统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的一部分的爆破片46。爆破片46是使用已知的方法设计的安全特征，来在燃烧箱22内的过压的情况下吹走和释放任何高压气体。

低温燃烧箱22可具有单壁构造和多壁构造。例如，低温燃烧箱22还可包括(见例如图3)充分包封第一壁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，以便隔热箱来降低跨过箱壁的热流动。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。真空可通过真空泵28产生和维持。备选地，为了为箱提供隔热，在第一壁23和第二壁25之间的间隙26可充分填充已知的隔热材料27，例如，气凝胶。可使用其它适当的隔热材料。可包括挡板17来控制在箱内的液体的运动。

在图3中显示的低温燃料贮存系统10包括具有输送泵31的流出系统30。输送泵可定位于在箱22附近的方便的位置处。为了降低传递至低温燃料中的热，可优选将输送泵31定位在如在图3中示意地显示的低温燃料箱22中。排出系统40排出可在燃料箱22中形成的任何气体。这些排出的气体可以数个有益方式在飞行器系统5中被利用。在图3中示意地显示了这些中的数个。例如，气态燃料19中的至少一部分可供应至飞行器推进系统100以用于在发动机中的冷却或燃烧。在另一实施例中，排出系统40将气态燃料19中的至少一部分供应至喷烧器，并且进一步将来自燃烧炉的燃烧产物安全地排出至飞行器系统5外。在另一实施例中，排出系统40将气态燃料19中的至少一部分供应至辅助功率单元180，其向飞行器系统5供应辅助功率。在另一实施例中，排出系统40将气态燃料19中的至少一部分供应至产生功率的燃料电池182。在另一实施例中，排出系统40将气态燃料19的至少一部分释放至低温燃料箱22外。

燃料贮存系统的示例性操作、包括燃料箱的其部件、以及示例性子系统和部件被如下地描述。

天然气在接近大约-260°F的温度和大气压力下以液体形式(LNG)存在。为了维持在旅客、货物、军用、或通用航空飞行器上的这些温度和压力，处于选择的结合的在下面识别的特征允许LNG的安全、有效且成本有效的贮存。参照图3，这些包括：

(A)燃料箱21、22，其由如下合金构成，例如但不限于，铝AL5456和更高强度的铝AL5086或其它适当的合金。

(B)燃料箱21、22，其由轻量化复合材料构成。

(C)上面的箱21、22带有双壁真空特征以用于改善的隔热和向LNG流体的极大降低的热流动。双壁箱也充当在初级箱破裂的稀有的情况下的安全封闭装置。

(D)上面利用的轻量化隔热件27中的任一项的备选实施例(例如，气凝胶)，来降低从环境向LNG箱和其包含物的热流动。可除双壁箱设计之外或替代其使用气凝胶隔热件。

(E)可选择的真空泵28，其设计用于在双壁箱之间的空间的主动排空。泵可脱离LNG汽化燃料、LNG、Jet-A、电功率或对于飞行器可获得的任何其它功率源操作。

(F)LNG箱带有浸入初级箱内以用于向LNG流体的降低热传递的低温泵31。

(G)LNG箱带有一个或更多个排放管线36，其能够在正常或紧急条件下从箱移除LNG。LNG排放管线36连接至适当的低温泵来将移除的速率增加至超出由LNG重力头引起的排泄速率。

(H)LNG箱带有一个或更多个排出管线41，其用于由从外部环境的热吸收形成的气态天然气的移除。该排出管线41系统通过单向安全阀或背压阀39的使用将箱维持在期望的压力。

(I)以防过压情况发生，LNG箱带有通向主排出管线的平行的安全释放系统45。爆破片是备选特征或平行特征46。释放口将气态燃料引导至舱外。

(J)带有在上面的设计特征中的一些或全部的LNG燃料箱，其几何形状设计为符合与标准Jet-A辅助燃料箱(例如，在商业上可获得的飞行器上设计和可获得的那些)相关联的现有封壳。

(K)带有在上面的设计特征中的一些或全部的LNG燃料箱，其几何形状设计为符合且配合在常规的旅客和货物飞行器(例如，在商业上可获得的飞行器中发现的那些)的较低的(多个)货舱内。

(L)对现有或新的飞行器的中心机翼箱22的修改，来正确地隔热LNG、箱、以及结构元件。

使用已知方法设计排出和汽化系统。LNG的汽化是吸收能量并且冷却箱和其包含物的蒸发工序。汽化LNG可被多种不同工序利用和/或消耗，在一些情况下，为飞行器系统提供有益的功，在其它情况下，仅仅以更加环境可接受的设计燃烧燃料。例如，来自LNG箱的排出气体主要由甲烷组成，并且用于下列的任何或所有组合：

(A)前进至飞行器APU(辅助功率单元)180。如在图3中所显示，来自箱的气态排出管线连续地或平行于向在燃烧器中使用的辅助功率单元前进。APU可为典型地在商业或军用飞行器上发现的现有的APU，或专注于将汽化天然气转化成有益的电和/或机械功率的单独APU。利用汽化天然气压缩机将天然气压缩至在APU中利用所需要的适当压力。APU转而向在发动机上的任何系统或A/C提供电功率。

(B)前进至一个或更多个飞行器燃气涡轮发动机101。如在图3中所显示，来自LNG燃料箱的天然气排出管线前进至主燃气涡轮发动机101中的一个或更多个，并且在操作期间向发动机提供额外的燃料源。利用天然气压缩机将排出气体泵压至在飞行器燃气涡轮发动机中的利用所需要的适当压力。

(C)旺火。如在图3中所显示，来自箱的天然气排出管线前进至小、专用排气燃烧器190，带有其自身的电火花点火系统。以这种方式，甲烷气体不被释放至大气。排出燃烧的产物，这导致更加环境可接受的系统。

(D)排出。如在图3中所显示，来自箱的天然气排出管线前进至飞行器燃气涡轮中的一个或更多个的排气管。备选地，排出管线可前进至APU排气管或通向任意的飞行器后缘的单独专用管线。天然气可在这些位置V中的一个或更多个处适当地排出至大气。

(E)地面操作。如在图3中所显示，在地面操作期间，任意的系统可设计为，使得排出管线41附接至地面支撑装备，其收集和利用在任何地基系统中汽化的天然气。排出还可在用地面支撑设备的补给燃料操作期间发生，该补给操作可同时使用流入系统32将燃料注入飞行器LNG箱，并且俘获并再次使用排出气体(在图3中指示为(S)的同时排出和加燃料)。

IV 推进(发动机)系统

图4显示了包括燃气涡轮发动机101的示例性双燃料推进系统100，该燃气涡轮发动机101能够使用低温液体燃料112产生推进推力。燃气涡轮发动机101包括：压缩机105，其由高压涡轮155驱动；燃烧器90，其燃烧燃料并产生驱动高压涡轮155的热气体。燃烧器90能够燃烧常规的液体燃料，例如，基于煤油的燃料。燃烧器90还能够燃烧已经通过例如蒸发器60适当地准备用于燃烧的低温燃料，例如，LNG。图4示意地显示了能够将低温液体燃料112变换成气态燃料13的蒸发器60。双燃料推进系统100的燃气涡轮发动机101还包括燃料喷嘴80，其将气态燃料13供应至燃烧器90以用于点燃。在一个示例性实施例中，使用的低温液体燃料112是液化天然气(LNG)。在涡轮风扇类型的双燃料推进系统100(例如在图4中显示)中，燃气涡轮发动机101包括从高压压缩机105轴向地向前定位的风扇103。增压器104(在图4中显示)可轴向地定位在风扇103和高压压缩机105之间，其中，风扇和增压器由低压涡轮157驱动。在其它实施例中，双燃料推进系统100的燃气涡轮发动机101可包括中压压缩机，其由中压涡轮(均在图4中未显示)驱动。增压器104(或中压压缩机)增加进入压缩机105的空气的压力，并且便于通过压缩机105的更高压力比的产生。在图4中显示的示例性实施例中，风扇和增压器由低压涡轮157驱动，而高压压缩机由高压涡轮155驱动。

在图4中示意地显示的蒸发器60安装在发动机101上或附近。蒸发器60的功能之一在于向低温燃料(例如，液化天然气(LNG))增加热能，从而升高其温度。在本文中，蒸发器作为换热器起作用。蒸发器60的另一功能在于体积地膨胀低温燃料(例如，液化天然气(LNG)燃料)成气态形式以用于稍后的燃烧。用于在蒸发器60中使用的热(热能)可来源于在推进系统100和飞行器系统5中的多个源中的一个或更多个。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配管冷却依附空气；(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)在飞行器系统5中的机上航空电子、电子器件上。用于蒸发器的热也可从压缩机105、增压器104、中压压缩机(未显示)和/或风扇旁路空气流107(见图4)供应。在图5中显示了使用来自压缩机105的排放空气的一部分的示例性实施例。如在图5中通过项3所显示，压缩机排放空气2的一部分被吹至蒸发器60。低温液体燃料21(例如，LNG)进入蒸发器60，其中，来自空气流动流3的热被传递至低温液体燃料21。在一个示例性实施例中，如之前在本文中所描述，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(见图5)将气态燃料13引入燃烧器90。从蒸发器离开的冷却的空气流4可用于冷却其它发动机部件，例如，燃烧器90结构和/或高压涡轮155结构。在蒸发器60中的换热器部分可为已知的设计，例如，壳和管设计、双配管设计、和/或板翅设计。在蒸发器60(见图4)中的燃料112流方向和加热流体96方向可为并流方向、逆流方向、或者它们可以横流方式流动，来促进在低温燃料和加热流体之间的有效的热交换。

在蒸发器60中的热交换可通过金属壁在低温燃料和加热流体之间以直接方式发生。图5示意地显示了在蒸发器60中的直接换热器。图6a示意地显示了示例性直接换热器63，其使用燃气涡轮发动机101排气气体99的一部分97来加热低温液体燃料112。备选地，在蒸发器60中的热交换可通过中间加热流体的使用在低温燃料和上面列出的热源之间以间接方式发生。图6b显示了使用间接换热器64的示例性蒸发器60，该间接换热器64使用中间加热流体68来加热低温液体燃料112。在图6b中显示的这种间接换热器中，中间加热流体68通过来自燃气涡轮发动机101的排气气体99的一部分97加热。来自中间加热流体68的热然后传递至低温液体燃料112。图6c显示了在蒸发器60中使用的间接换热器的另一实施例。在该备选实施例中，中间加热流体68由燃气涡轮发动机101的风扇旁路流107的一部分和发动机排气气体99的一部分97加热。中间加热流体68然后加热低温液体燃料112。控制阀38用来控制在流动流之间的相对热交换。

(V) 操作双燃料飞行器系统的方法

使用双燃料推进系统100的飞行器系统5的操作的示例性方法关于在图7中示意地显示的示例性飞行任务剖面如下地描述。在图7中示意地显示的示例性飞行任务剖面显示了在由字母标记A-B-C-D-E-...-X-Y等识别的飞行任务的各部分期间的发动机功率设置。例如，A-B代表开始，B-C显示了地面怠速，G-H显示了起飞，T-L和O-P显示了巡航等。在飞行器系统5的操作(见在图7中显示的示例性飞行剖面)期间，在推进系统100中的燃气涡轮发动机101可在推进系统的操作的第一选择部分期间(例如，在起飞期间)使用例如第一燃料11。推进系统100可在推进系统的操作的第二选择部分期间(例如，在巡航期间)使用第二燃料12，例如，LNG。备选地，在飞行器系统5的操作的选择部分期间，燃气涡轮系统101能够同时使用第一燃料11和第二燃料12两者，来产生推进推力。当在双燃料推进系统100的操作的各种阶段期间适当时，第一燃料和第二燃料的比例可在0％至100％之间改变。

操作使用双燃料燃气涡轮发动机101的双燃料推进系统100的示例性方法包括下列步骤：通过在燃烧器90中燃烧第一燃料11启动飞行器发动机101(见在图7中的A-B)，该燃烧器90产生驱动在发动机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，例如，基于煤油的喷射燃料。发动机101在启动时可产生足够的热气体，其可用来蒸发第二燃料，例如，低温燃料。第二燃料12然后使用在蒸发器60中的热被蒸发来形成气态燃料13。第二燃料可为低温燃料112，例如，LNG。示例性蒸发器60的操作已经之前在本文中描述。然后使用燃料喷嘴80将气态燃料13引入发动机101的燃烧器90，并且气态燃料13在产生热气体的燃烧器90中燃烧，该热气体驱动在发动机中的燃气涡轮。引入燃烧器的第二燃料的量可使用流计量阀65控制。如果期望，那么示例性方法可进一步包括在启动飞行器发动机之后停止第一燃料11的供应的步骤。

在操作双燃料飞行器燃气涡轮发动机101的示例性方法中，蒸发第二燃料12的步骤可使用来自从发动机101中的热源取出的热气体的热进行。如之前所描述，在方法的一个实施例中，热气体可为来自发动机中的燃烧器155(例如，如在图5中所显示)的压缩空气。在方法的另一实施例中，热气体从发动机的排气喷嘴98或排气流99(例如，如在图6a中所显示)供应。

操作双燃料飞行器发动机101的示例性方法可可选择地包括，在例如在图7中显示的飞行剖面120的选择部分期间，使用选择比例的第一燃料11和第二燃料12来产生驱动燃气涡轮发动机101的热气体的步骤。第二燃料12可为低温液体燃料112，例如，液化天然气(LNG)。在上面的方法中，在飞行剖面120(见图7)的不同部分期间改变第一燃料12和第二燃料13的比例的步骤可用来有利地以经济且有效的方式操作飞行器系统。这例如在第二燃料12的成本比第一燃料11的成本更低的情况下是有可能的。这可为例如当将LNG用作第二燃料12并且将基于煤油的液体燃料(例如，Jet-A燃料)用作第一燃料11时的情况。在操作双燃料飞行器燃料101的示例性方法中，使用的第二燃料12的量比使用的第一燃料的量的比例(比率)可根据飞行任务的部分在大约0％和100％之间改变。例如，在一个示例性方法中，在飞行剖面的巡航部分期间，使用的更廉价的第二燃料(例如，LNG)比使用的基于煤油的燃料的比例为大约100％，以便降低燃料的成本。在另一示例性操作方法中，在需要更高的推力水平的飞行剖面的起飞部分期间第二燃料的比例为大约50％。

在上面描述的操作双燃料飞行器发动机101的示例性方法还可包括，使用控制系统130控制引入燃烧器90的第一燃料11和第二燃料12的量的步骤。在图4中示意地显示了示例性控制系统130。控制系统130向控制阀135发送控制信号131(S1)，来控制引进至燃烧器90的第一燃料11的量。控制系统130还向控制阀65发送另一控制信号132(S2)，来控制引进至燃烧器90的第二燃料12的量。使用的第一燃料11和第二燃料12的比例可通过控制器134在0％至100％之间改变，该控制器134被编程为在飞行剖面120的不同的飞行节段期间如所需要地改变比例。控制系统130还可接收反馈信号133，其基于例如风扇速度或压缩机速度或其它适当的发动机操作参数。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，例如，全权限数字电子控制(FADEC)357。在另一示例性方法中，机械或水力机械发动机控制系统可形成控制系统的部分或全部。

控制系统130、357架构和策略被适当地设计来实现飞行器系统5的经济操作。向增压泵52和(多个)高压泵58的控制系统反馈可经由发动机FADEC357或通过利用单独控制系统的分布计算实现，该单独控制系统可可选择地通过各种可获得数据总线与发动机FADEC和飞行器系统5控制系统连通。

控制系统(例如，在图4中显示的项130)可改变泵52、58的速度和输出来维持横跨机翼7的指定的压力以用于安全目的(例如，处于大约30-40psi)，和在高压泵58下游的不同的压力(例如，处于大约100至1500psi)，来将系统压力维持在LNG的临界点之上，并且避免两相流，并且通过在高压和燃料密度下的操作来降低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下列逻辑中的任意项或全部：(A)控制系统策略，其增加低温燃料(例如，LNG)在处于高压缩机排放温度(T3)和/或涡轮入口温度(T41)下的封壳中的起飞和/或其它点上的使用；(B)控制系统策略，其增加低温燃料(例如，LNG)在任务上的使用来降低燃料成本；(C)控制系统130、357，其重新点燃第一燃料(例如，Jet-A)，以仅仅用于高空重新点燃；(D)控制系统130、357，其仅仅作为缺省设置进行常规的Jet-A上的地面启动；(E)控制系统130、357，其仅仅在任何非典型操纵期间默认为Jet-A；(F)控制系统130、357，其允许处于任何比例的常规燃料(如，Jet-A)或低温燃料(例如，LNG)的手动(飞行员命令)选择；(G)控制系统130、357，其利用100％常规燃料(如，Jet-A)以用于所有的快速加速和降速。

将理解的是，LNG是可用于包括但不限于航空、铁路、航海、以及路上车辆的运输目的的低温燃料。典型地，LNG燃烧箱被被动冷却，使得不存在将允许零点汽化系统的主动制冷机被采用。向贮存容器内的热泄漏导致LNG的蒸发，其转而冷却并维持适当的温度。因而，随着时间，LNG将转化成其气态状态，并且当压力在箱中累积时，必须采用用于排出或以其它方式减轻该压力的机构。以这种方式，蒸发冷却工序导致少量的气态甲烷或天然气的排出，以便维持合理的箱压力。在任何合理的利用情况下，LNG箱汽化的量将与在箱中的燃料的总体积相比较小；但是，该汽化必须以环境可接收方式安全地且可靠地布置。带有高可靠性和安全性的该天然气流的处理和/或利用对于作为运输燃料的LNG的使用是重要的。在本文中描述的技术利用催化转化器来将气态甲烷或天然气转化成二氧化碳(CO2)和水。

存在该技术的多个实施例和变型。图8示出了适当的低温燃料系统500的一个非限制性实例，其包括鼓风机502、分流阀504、混合器506、催化氧化剂或催化转化器508、热电装置510、以及第二混合器512。在低温燃料系统500的操作期间，低温燃料贮存箱22(图3)定位在飞行器排出气体内。更具体地，处于蒸发的低温燃料的形式的气体从贮存箱22排出来维持在贮存箱22中的内压。这种排出气体是天然气。压力出口39可流体地联接至低温燃料贮存箱22，并且可从低温燃料排气蒸发的气体，来限定天然气排出流501。空气可在稍微升高的压力(0至1atm量)下被提供，并且在混合器506内与天然气排出流501混合来形成第一气体流。混合器506可为包括阀的适于将空气与天然气混合的任何混合装置。

鼓风机502可为大体积、低压鼓风机。备选地，可使用任何其它适当的大体积、低压装置来提供空气。可使用任何适当的鼓风机，包括，可为无刷的鼓风机502的马达、和可为尼龙或适当等同物的鼓风机502的风扇。第一气体流或空气和天然气的混合物可处于0.1的当量比。这远在天然气和空气的可燃烧限制之下，因而即使出现火花或其它火源，它也不能燃烧。

来自混合器506的第一气体流可行进穿过加热的催化转化器508来产生氧化产物的第二气体流。催化转化器508可在远为1040°F的天然气的点燃温度之下的400-600°F下以无焰方式操作。可使用任何适当的催化转化器508，包括在设计上与在汽车中使用的那些相似的。借助于非限制性实施例，催化转化器508的芯部可为带有蜂房结构的陶瓷块。借助于其它非限制性实例，可使用由FeCrAl、Inco718或其它高温合金形成的金属箔块。使用用于催化材料的载层或载体来将材料分散在大表面区域上。可使用氧化铝、氧化钛、氧化硅、或硅和氧化铝的混合物。可选择载层材料来形成坚固、无规则表面，其与裸露基底的平滑表面相比极大地增加了表面区域。这转而增加了与在催化转化器508中的发动机排气反应可获得的催化活动表面。催化转化器508的催化剂可为贵金属，例如，铂或钯。这些和其它材料的浓度可被优化用于天然气应用。

系统500的催化转化器508应当在升高的温度下操作。最初，催化转化器508可使用机上专用电池，或备选地在飞行器上的现有的电池或任何外部功率源(未显示)电力地或感应地被加热。一旦催化转化器508已经被加热，那么天然气和空气混合物将提供充分的氧化热，来维持可接受的晶格温度，使得可不需要电力或感应加热。

可通过下列中的任意项或所有项提供电功率来操作鼓风机502。热电装置510、从催化转化器的氧化产物取出功率的斯特灵发动机装置、外部功率源、或机上电源或任何其它飞行器内部功率源。

最终，可采用旁路电路，使得来自鼓风机502的空气的一部分可例如在第二混合器512中与氧化产物混合，这可导致接近120°F的出口温度。由鼓风机502供应的空气的一部分可经由分流阀504供应至混合器512。这将利用于安全目的，因为未混合的催化排气系统将具有在400-600°F的范围中的温度。

上面描述的实施例提供多种益处，包括，描述的催化转化器系统使用简单且高度可靠的独立的部件，这转而提供了一种简单、高度可靠、环境可接受并且安全的整体系统。将理解的是，在上面描述的系统500仅仅是具有催化转化器的天然气管理系统的一个实例。在上面显示的系统500的变型可潜在地排除鼓风机和在利用被动催化表面的相近产业中存在的技术。挑战为，被动系统的表面区域变得比在基准系统中描述的催化转化器显著地大。确实显示出，表面区域相对机舱的后部部分的可获得表面区域可为可管理的。此外，被动系统导致600°F的离开气体温度。自然对流力将最终混合至更低的温度，但是降低离开温度对于确保维护人员的安全是重要的。

在未描述的程度下，各种实施例的不同特征和结构可如所期望结合彼此使用。可能不在所有的实施例中示出的一个特征不意图被解释为其不可被示出，而是出于说明的简洁性而这样做。因而，不同实施例的各种特征可如所期望地混合和配合来形成新实施例，不论新实施例是否明确地被描述。在本文中描述的特征的所有的组合或排列由本公开覆盖。

本书面说明使用实例以公开包括最佳实施方式的本发明，并且还使任何本领域技术人员能够实践本发明，包括制造及使用任何设备或系统和实行任何合并的方法。本发明的可专利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他示例。如果这些其他示例包括不与权利要求的字面语言不同的结构元件，或者如果它们包括与权利要求的字面语言无实质差别的等同结构元件，则这些其他示例意图在权利要求的范围内。

Claims (15)

1. 一种飞行器，包括：

至少一个涡轮发动机，其为所述飞行器提供推进力；以及

低温燃料系统，其包括：

    低温燃料贮存箱，其定位在所述飞行器内；

    压力出口，其流体地联接至所述低温燃料贮存箱，并且从所述低温燃料排气蒸发的气体，来限定天然气排出流；以及

    催化转化器，其流体地联接至所述压力出口，并且接收所述天然气排出流，并将所述天然气排出流转化成包括氧化产物的第二气体流。

2. 根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，还包括第一混合装置，其在所述催化转化器的上游流体地联接至所述天然气排出流，并且构造为在到达所述催化转化器之前将所述天然气排出流与空气混合。

3. 根据权利要求2所述的飞行器，其特征在于，还包括鼓风机，其流体地联接至所述混合装置并且构造为提供待在所述混合装置中混合的空气。

4. 根据权利要求3所述的飞行器，其特征在于，所述鼓风机为大体积、低压鼓风机。

5. 根据权利要求3所述的飞行器，其特征在于，还包括第二混合装置，其流体地联接至所述催化转化器来接收所述第二气体流，并且流体地联接至所述鼓风机并构造为将所述氧化产物与来自所述鼓风机的空气混合。

6. 根据权利要求5所述的飞行器，其特征在于，还包括分流阀，其操作地联接至所述鼓风机的输出，并且构造为在所述第一混合装置和所述第二混合装置之间分配空气。

7. 根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，还包括加热器来将所述催化转化器加热至400°F和600°F之间。

8. 根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述催化转化器包括芯部，其具有由陶瓷或金属箔形成的块状蜂房结构，并且其中，所述催化转化器的催化材料由贵金属形成。

9. 根据权利要求8所述的飞行器，其特征在于，所述催化转化器还包括载层材料，其构造为增加所述催化材料的表面区域。

10. 根据权利要求1至9中的任一项所述的飞行器，其特征在于，所述低温燃料贮存箱是被动冷却的。

11. 根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述低温燃料是液化天然气。

12. 一种管理在飞行器的低温燃料系统的贮存箱中的蒸发的低温燃料的方法，包括：

将处于蒸发的低温燃料的形式的气体从所述贮存箱排出来维持在所述贮存箱中的内压；

将排出的气体与空气混合来形成排出的气体和空气混合物，来形成第一气体流；以及

使所述第一气体流行进穿过经加热的催化转化器来产生氧化产物的第二气体流。

13. 根据权利要求12所述的方法，其特征在于，所述空气和天然气被混合成0.1的当量比。

14. 根据权利要求12所述的方法，其特征在于，还包括将所述第二气体流与空气混合来降低所述催化转化器的排气温度。

15. 根据权利要求12至14中的任一项所述的方法，其特征在于，在升高的温度下操作所述催化转化器包括最初电力地或感应地加热所述催化转化器。