CN104870884A - 用于管理lng沸腾物的方法和lng沸腾物管理组件 - Google Patents

用于管理lng沸腾物的方法和lng沸腾物管理组件 Download PDF

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Abstract

一种用于管理来自位于航空器上的LNG罐的沸腾物的方法，包括从航空器中移除沸腾物，以及从航空器中清除移除的沸腾物，并且一种用于航空器的装备组件，航空器具有机载LNG罐，机载LNG罐具有排出系统，排出系统具有出口联接件，装备组件包括构造成从航空器中移除沸腾物的移除系统和构造成清除沸腾物的清除系统。

Description

用于管理LNG沸腾物的方法和LNG沸腾物管理组件
相关申请的交叉引用
本申请要求2012年12月28日提交的美国临时专利申请No. 61/747,007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，而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燃料更廉价。目前在传统的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。具有一种可由可使用传统的喷气燃料和/或较低温的燃料(诸如液化天然气(LNG))来运行的航空燃气涡轮发动机推进的航空器系统将是合乎需要的。在航空燃气涡轮构件和系统中具有较高效的冷却将是合乎需要的。将是合乎需要的提高发动机中的效率且降低燃料消耗率，以降低运行成本。具有使用双重燃料的航空燃气涡轮发动机是合乎需要的，使用双重燃料可减小温室效应气体(CO2)、氮氧化物NOx、一氧化碳CO、未燃烧的烃和烟对环境的影响。
发明内容
一方面，本发明的实施例涉及一种用于管理来自位于航空器上的LNG罐的沸腾物的方法，包括从航空器中移除沸腾物，以及从航空器中清除移除的沸腾物。
另一方面，本发明的实施例涉及一种用于航空器的液化天然气(LNG)沸腾物管理装备组件，航空器具有机载LNG罐，机载LNG罐具有排出系统，排出系统具有出口联接件，LNG沸腾物管理装备组件包括：移除系统，其具有流体联接件，当航空器在地面上时，流体联接件选择性地可操作地联接到排出系统的出口联接件上，而且移除系统构造成从航空器上移除沸腾物；以及清除系统，其构造成通过下者中的至少一个来清除沸腾物：对沸腾物进行存储、氧化、消耗或燃烧。
附图说明
可通过参照结合附图得到的以下描述来最好地理解本文描述的技术：
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是显示燃料罐和示例性沸腾物使用的示例性布置的示意性图；
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是显示示意性热交换器的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；
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；以及
图7是关于航空器系统的示例性飞行任务分布图的示意性标图。
具体实施方式
参照本文的附图，相同参考标号表示各图中的相同元件。
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和附连到机身上的机翼7。航空器系统5具有推进系统100，推进系统100产生在飞行中推进航空器系统的推进力。虽然显示了推进系统100附连到图1中的机翼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的其它部件上，诸如例如机尾部分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使用两类燃料，如在本文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的第一燃料罐21和能够存储第二燃料12的第二燃料罐22。在图1中显示的示例性航空器系统5中，第一燃料罐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，第二燃料罐22位于航空器系统的机身6中，在机翼联接到机身上的位置附近。在备选实施例中，第二燃料罐22可位于机身6或机翼7中的其它适当位置处。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的可选的第三燃料罐123。可选的第三燃料罐123可位于航空器系统的机身的后部部分中，诸如例如图1中示意性地显示的那样。
如本文后面进一步描述的那样，图1中显示的推进系统100是双重燃料推进系统，其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，其能够通过选择性地使用第一燃料11或第二燃料2，或者按选定的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(诸如)在现有技术中称为Jet-A、JP-8或JP-5或者其它已知类型或级别的基于燃油的喷气燃料。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罐中。例如，LNG在大约-265华氏度下在大约15 psia的绝对压力下存储在第二燃料罐22中。燃料罐可由已知材料制成，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包括能够将燃料从燃料存储系统10输送到推进系统100的燃料输送系统50。已知的燃料输送系统可用来输送传统的液体燃料，诸如第一燃料11。在本文描述和图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运送低温燃料。为了使低温燃料在输送期间基本保持液态，燃料输送系统50的管道54的至少一部分被隔热，并且构造成运送加压低温液体燃料。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，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使用双重燃料推进系统100所使用的低温燃料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，示例性燃气涡轮发动机101包括风扇103和具有高压压缩机105的核心发动机108，以及燃烧器90。发动机101还包括高压涡轮155、低压涡轮157和升压器104。示例性燃气涡轮发动机101具有产生至少一部分推进力的风扇103。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。高度压缩的空气输送到燃烧器90。来自燃烧器90的热气体(未在图4中显示)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(未在图4中显示)驱动的额外的压缩机，它在本领域中有时被称为中压压缩机。
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分布图)，推进系统100中的燃气涡轮发动机101在推进系统的第一选定运行部分期间(诸如例如在起飞期间)可使用例如第一燃料11。推进系统100在推进系统的第二选定运行部分期间(诸如在巡航期间)可使用第二燃料12，诸如例如LNG。备选地，在航空器系统5的选定运行部分期间，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。在推进系统的各种运行阶段期间，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，一种燃料可为低温燃料，诸如例如LNG(液化天然气)，另一种燃料可为传统的基于燃油的喷气燃料，诸如Jet-A、JP-8、JP-5，或者世界范围内可用的类似级别的燃料。
除了燃料喷嘴之外，Jet-A燃料系统类似于传统的航空器燃料系统，燃料喷嘴能够以0%-100%的比例燃烧通往燃烧器的Jet-A和低温/LNG。在图1中显示的实施例中，LNG系统包括燃料罐，燃料罐可选地包含以下特征：(i)排出管线，其具有合适的止回阀，以在罐中保持特定压力；(ii)用于液体低温燃料的排泄管线；(iii)估量或其它测量能力，其用以评价罐中存在的低温(LNG)燃料的温度、压力和容积；(iv)位于低温(LNG)罐中或者可选地位于罐外部的增压泵，其提高低温(LNG)燃料的压力，以将其运送到发动机；以及(iv)可选的低温冷却器，其用以使罐无限地保持处于低温温度。
燃料罐将优选以大气压力或接近大气压力的压力运行，但可在0 psig至100 psig的范围中运行。燃料系统的备选实施例可包括高的罐压力和温度。从罐和增压泵延伸到发动机挂架的低温(LNG)燃料管线可具有以下特征：(i)单壁或双壁结构；(ii)真空隔热或低导热率材料隔热；以及(iii)可选的低温冷却器，其用以使LNG流再循环到罐，而不对LNG罐添加热。低温(LNG)燃料罐可位于航空器中，其中，传统的Jet-A辅助燃料罐位于现有的系统上，例如在货舱的前面或后面。备选地，低温(LNG)燃料罐可位于中心机翼罐位置上。利用低温(LNG)燃料的辅助燃料罐可设计成使得在延长的一段时期里不使用低温(LNG)燃料的情况下，可移除辅助燃料罐。
高压泵可位于挂架中，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注入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”，热交换器可安装在发动机上或安装在其附近，热交换器对液化天然气燃料添加热能，使低温(LNG)燃料的温度升高，而且使其体积膨胀。来自蒸发器的热(热能)可源自许多源。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器件。热交换器可具有各种设计，包括壳管、双管、翅片板等，而且可按并流、逆流或交叉流的方式流动。在直接或间接地接触上面列出的热源的情况下可发生热交换。
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上，将规定水平的流定量供给到燃料歧管中。控制阀的次要目的是起背压调整器的作用，将系统的压力设定成高于低温(LNG)燃料的临界压力。
燃料歧管位于控制阀的下游，燃料歧管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，歧管可以可选地充当热交换器，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用于燃料歧管，以在气态燃料系统不工作时，用压缩机空气(CDP)吹扫燃料歧管。这将防止热气体由于周边压力变化而吸收到气态燃料喷嘴中。可选地，在燃料喷嘴中或在其附近的止回阀可防止热气体吸收。
本文描述的系统的示例性实施例可像下面这样运行：低温(LNG)燃料位于罐中处于大约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)燃料流经机翼，通过隔热的双壁管道到达航空器挂架，在那里液体低温燃料提高到大约100 psia至1500 psia，而且可高于或低于天然气/甲烷的临界压力。然后低温(LNG)燃料发送到蒸发器，在那里，低温燃料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。然后气态天然气通过控制阀定量供给，并且进入到燃料歧管和燃料喷嘴中，其中，气态天然气在另外的标准航空燃气涡轮发动机系统中燃烧，从而对飞机提供推力。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)保持为大约恒定的水平。流量由计量阀控制。流量的变化与大小合适的燃料喷嘴在歧管中共同产生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燃油的喷气燃料，可使用传统的燃料输送系统。在本文描述以及在图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的低温燃料罐122。在一个实施例中，低温液体燃料112是LNG。还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，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，使得其与低温燃料罐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从低温燃料罐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”，而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流到供应管道54中的期间保持其液态(L)。压力P2的范围可为大约30 psia至大约40 psia。基于使用已知方法的分析，对于LNG，发现30 psia就足够了。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罐122。在其它实施例中，增压泵52可位于低温燃料罐122的内部。为了基本使低温燃料在输送期间保持为液态，对机翼供应管道54的至少一部分隔热。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作管道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注入到推进系统100中的第三压力“P3”。压力P3的范围可为大约100 psia至大约1000 psia。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的支持推进系统100的挂架55中。
如图2中显示的那样，示例性燃料系统50具有蒸发器60，以使低温液体燃料112变成气态(G)燃料13。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)，使其温度升高，而且使其在体积上膨胀。可从推进系统100中的一个或多个源供应热(热能)。例如，可从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的任何热源中的一个或多个源供应用于使蒸发器中的低温液体燃料蒸发的热。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，或双管型热交换器，或翅板型热交换器。蒸发器中的热流体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，以规定水平将燃料流定量供给到燃料歧管70中。控制阀的次要目的是充当背压调整器，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，并且将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2示意性显示在输送系统50中的各种点处的燃料的状态和压力。
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可以可选地充当热交换器，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(诸如传统的基于燃油的液体燃料)或者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，以促进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，燃料喷嘴80中的一些构造成接收液体燃料，而且燃料喷嘴80中的一些构造成接收气态燃料13，并且布置成适合在燃烧器90中燃烧。
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工作时，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中的周边压力改变而吸收到气态燃料喷嘴中。可选地，可使用在燃料喷嘴中或在其附近的止回阀来防止热气体吸收到燃料喷嘴或歧管中。
在示例性双重燃料燃气涡轮中，本文描述的使用LNG作为低温液体燃料的推进系统描述如下：LNG位于罐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流经机翼7通过隔热的双壁管道54到达航空器挂架55，在那里，液体LNG提高到高达100 psia至1500 psia，而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，在那里，液化天然气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。然后气态天然气通过控制阀65被计量，并且进入到燃料歧管70和燃料喷嘴80中，其中，气态天然气在燃烧双重燃料航空燃气涡轮系统100、101中燃烧，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(1000 psi)中的压力保持处于大约恒定的水平。流量由计量阀65控制。流量变化与大小合适的燃料喷嘴共同在歧管中产生可接受且不同的压力。
双重燃料系统由用于基于燃油的燃料(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使煤油和天然气共同燃烧。如图2中显示的那样，低温燃料(例如LNG)燃料输送系统由以下特征组成：(A)双重燃料喷嘴和燃烧系统，它能够利用为0%-100%的任何比例的低温燃料(例如LNG)以及Jet-A；(B)燃料歧管和输送系统，它也充当热交换器，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，并且吸收来自周围核心整流罩、排气系统或其它热源的热，从而消除或最大程度地减少对单独的热交换器的需要；(C)燃料系统，它将处于其液态的低温燃料(例如LNG)泵送到高于或低于临界压力，并且添加来自任何多个源的热；(D)浸在低温燃料(例如LNG)燃料罐(可选地位于燃料罐的外部)中的低压低温泵；(E)高压低温泵，其位于航空器挂架中，或者可选地在发动机或机舱上，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用于燃料歧管，以在气态燃料系统不工作时，用压缩机CDP空气吹扫燃料歧管。这将防止热气体由于周边压力改变而吸收到气态燃料喷嘴中。可选地，在燃料喷嘴中或者在其附近的止回阀可防止热气体吸收。(G)从罐和增压泵延伸到发动机挂架的低温燃料(例如LNG)管线具有以下特征：(1)单壁或双壁结构。(2)真空隔热或可选地导热率低的隔热材料，诸如气凝胶。(3)可选的低温冷却器，其用以使低温燃料(例如LNG)流再循环到罐，而不对低温燃料(例如LNG)罐添加热。(H)位于挂架中或者位于发动机中的高压泵。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注入到燃气涡轮燃烧器中的水平。泵可以或可以不使低温液体(例如LNG)的压力升高到低温燃料(例如LNG)的临界压力(Pc)。
III. 燃料存储系统
图1中显示的示例性航空器系统5包括用于存储低温燃料的低温燃料存储系统10，诸如例如图3中显示的。示例性低温燃料存储系统10包括低温燃料罐22、122，它具有第一壁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，以及适于从低温燃料存储系统10中输送出低温液体燃料12的流出系统30。示例性低温燃料存储系统10进一步包括排出系统40，它能够从存储空间24中的低温液体燃料12中移除气态燃料19(可在存储期间形成)的至少一部分。
图3中显示的示例性低温燃料存储系统10进一步包括再循环系统34，它适于使未使用的气态燃料19的至少一部分29回到低温燃料罐22中。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使未使用的气态燃料19的部分29冷却，然后使其回到低温燃料罐22、122中。低温冷却器42运行的示例性运行如下：在示例性实施例中，使用反向朗基制冷系统(也称为低温冷却器)来重新冷却来自燃料罐的沸腾物。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(诸如停在登机口时可获得的那些)提供功率。低温冷却器系统也可用来在双重燃料航空器燃气涡轮发动机101共烧过渡的期间，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，它适于排出可形成于低温燃料罐22中的任何高压气体。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成在燃料罐22的内部有超压的情况下喷出和释放任何高压气体的安全结构。
低温燃料罐22可具有单壁结构或多壁结构。例如，低温燃料罐22可进一步包括(例如参见图3)基本包围第一壁23的第二壁25。在罐的一个实施例中，第一壁23和第二壁25之间存在间隙26，以便对罐进行隔热，以减少经过罐壁的热流。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，为了对罐提供隔热，第一壁23和第二壁25之间的间隙26可基本填充有已知的隔热材料27，诸如例如气凝胶。可使用其它适当的隔热材料。可包括挡板17，以控制液体在罐内的移动。
图3中显示的低温燃料存储系统10包括流出系统30，它具有输送泵31。输送泵可位于罐22附近的便利位置处。为了减少进入到低温燃料中的热传递，如图3中示意性地显示的那样将输送泵31定位在低温燃料罐22中可为优选的。排出系统40排出可形成于燃料罐22中的任何气体。这些排出气体在航空器系统5中有多种用途。图3中示意性地显示了这些用途中的几个。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，供在发动机中进行冷却或燃烧。在另一个实施例中，排出系统40将气态燃料19的至少一部分供应到喷燃器，并且进一步将燃烧产物从喷燃器安全地排到航空器系统5的外部。在另一个实施例中，排出系统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，排出系统40将气态燃料19的至少一部分供应到燃料电池182，燃料电池182产生功率。在另一个实施例中，排出系统40将气态燃料19的至少一部分释放到低温燃料罐22的外部。
在下面描述燃料存储系统及其构件(包括燃料罐)和示例性子系统和构件的示例性运行。
天然气以液体形式(LNG)存在，处于大约-260℉的温度和大气压力。为了客机、货机、军用机或一般的航空航空器上保持这些温度和压力，下面确定的呈选定组合的结构允许安全、高效且成本有效地存储LNG。参照图3，这些包括：
(A)燃料罐21、22，其由合金构建而成，诸如(但不限于)铝AL5456和较高强度的铝AL5086或者其它适当的合金。
(B)由轻型复合材料构建而成的燃料罐21、22。
(C)以上罐21、22具有双壁真空结构，以改进隔热和大大减少通往LNG流体的热流。双壁罐也在主要的罐破裂的罕见情况下充当安全防护装置。
(D)以上任一利用轻型隔热件27(诸如例如气凝胶)来最大程度地减少热从周围流到LNG罐及其内容物的备选实施例。除了双壁罐设计之外，或者为了取代双壁罐设计，可使用气凝胶隔热。
(E)设计成主动排空双壁罐之间的空间的可选的真空泵28。泵可用LNG沸腾物燃料、LNG、Jet-A、电功率或者航空器可获得的任何其它功率源运行。
(F)具有低温泵31的LNG罐，低温泵31浸在主要的罐内部，以减少热传递到LNG流体。
(G)具有能够在正常或紧急状况下从罐中移除LNG的一个或多个排泄管线36的LNG罐。LNG排泄管线36连接到适当的低温泵上，以提高移除速率，使其超过LNG重力压头产生的排泄速率。
(H)具有用于移除来自外部环境的热形成的气态天然气的一个或多个排出管线41的LNG罐。这个排出管线41系统通过使用单向卸压阀或背压阀39来使罐保持处于期望压力。
(I) LNG罐，具有通往主排出管线的并行安全卸压系统45，以防发生超压情形。防爆盘是备选结构或并行结构46。泄气管将气态燃料引导到航空器之外。
(J)具有上面的一些或全部设计结构的LNG燃料罐，其几何构造设计成符合与标准Jet-A辅助燃料罐(诸如对在市场上可获得的航空器设计和获得的那些)相关联的现有包络。
(K)具有上面的一些或全部设计结构的LNG燃料罐，其几何构造设计成符合和适合传统的客机和货机(诸如在市场上可获得的航空器上出现的那些)的较低的货舱(一个或多个)。
(L)修改现有的或新的航空器的中心机翼罐22，以恰当地对LNG、罐和结构元件隔热。
使用已知方法来设计排出和沸腾系统。LNG的沸腾是吸收能量和冷却罐及其内容物的蒸发过程。沸腾LNG可由多种不同的过程利用和/或消耗，在一些情况下对航空器系统提供有用功，在其它情况下，只是针对环境上较能接受的设计来燃烧燃料。例如，来自LNG罐的排出的气体主要由甲烷组成，而且用于以下任何或所有组合：
(A)发送到航空器APU(辅助功率单元)180。如图3中显示的那样，来自罐的气态排出管线连续或并行地发送到辅助功率单元，供在燃烧器中使用。APU可为典型地在商用航空器和军用航空器上出现的现有的APU，或者专门用来将天然气沸腾物转化成有用的电功率和/或机械功率的单独的APU。利用沸腾天然气压缩机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燃料罐的天然气排出管线发送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到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，来自罐的天然气排出管线发送到小型专用排出燃烧器190，它本身具有电火花点火系统。照这样，甲烷气体不释放到大气。燃烧产物的排出会产生环境上更能接受的系统。
(D)排出。如图3中显示的那样，来自罐的天然气排出管线发送到航空器燃气涡轮中的一个或多个的排气管。备选地，排出管线可发送到APU排气管或单独的专用管线，到达任何航空器后缘。天然气可在一个或多个这些位置V处适当地排到大气。
(E)地面操作。如图3中显示的那样，在地面操作期间，任何系统都可设计成使得排出管线41附连到地面支持装备上，地面支持装备在任何基于地面的系统中收集和利用天然气沸腾物。也可在补给燃料操作的期间用地面支持装备进行排出，地面支持装备可使用流入系统32同时将燃料注入到航空器LNG罐中，并且捕捉和重新使用排出气体(同时排出和补给燃料，在图3中表示为(S))。
IV. 推进(发动机)系统
图4显示示例性双重燃料推进系统100，它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，诸如基于燃油的燃料。燃烧器90还能够燃烧已经由诸如例如蒸发器60适当地准备好进行燃烧的低温燃料，诸如例如LNG。图4示意性地显示能够使低温液体燃料112变成气态燃料13的蒸发器60。双重燃料推进系统100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，以进行点火。在一个示例性实施例中，低温液体燃料112使用液化天然气(LNG)。在涡轮风扇型双重燃料推进系统100中(例如图4中显示的)，燃气涡轮发动机101包括位于高压压缩机105轴向前部的风扇103。升压器104(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(两者在图4中均未显示)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，使其温度升高。在此语境中，蒸发器起热交换器的作用。在另一个语境中，蒸发器60的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，以便在后面燃烧。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)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。蒸发器的热可供应自压缩机105、升压器104、中压压缩机(未显示)和/或风扇旁路空气流107(参见图4)。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的一部分排到蒸发器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，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，经加热的低温燃料进一步膨胀，如本文前面描述的那样，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的流向和加热流体96的方向可为同流方向、逆流方向，或者它们可按交叉流方式流动，以促进低温燃料和加热流体之间的高效热交换。
蒸发器60中的热交换可直接在低温燃料和加热流体之间通过金属壁进行。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，它使用燃气涡轮发动机101的排气99的部分97来加热低温液体燃料112。备选地，蒸发器60中的热交换可通过使用中间加热流体在低温燃料和上面列出的热源之间间接地进行。图6b显示示例性蒸发器60，它使用间接热交换器64，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由来自燃气涡轮发动机101的排气99的部分97加热。来自中间加热流体68的热然后传递到低温液体燃料112。图6c显示在蒸发器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由燃气涡轮发动机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分布图在下面描述使用双重燃料推进系统100的航空器系统5的运行的示例性方法。图7中示意性地显示的示例性飞行任务分布图显示由字母标记A-B-C-D-E-…-X-Y等标识的飞行任务的各部分期间的发动机功率设置。例如，A-B表示启动，B-C显示地面怠速，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中的示例性飞行分布图120)，在推进系统的第一选定运行部分期间，诸如例如在起飞期间，推进系统100中的燃气涡轮发动机101可使用例如第一燃料11。在推进系统的第二选定运行部分期间，诸如在巡航期间，推进系统100可使用第二燃料12，诸如例如LNG。备选地，在航空器系统5的选定运行部分期间，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的各运行阶段期间，按需要在0%至100%之间改变。
运行使用双重燃料燃气涡轮发动机101的双重燃料推进系统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A-B)，燃烧器90产生热气体，热气体驱动发动机101中的燃气涡轮。第一燃料11可为已知类型的液体燃料，诸如基于燃油的喷气燃料。当启动时，发动机101可产生可用来使第二燃料(诸如例如低温燃料)蒸发的足够的热气体。然后使用蒸发器60中的热使第二燃料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，这会产生热气体，热气体驱动发动机中的燃气涡轮。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如果需要的话，在航空器发动机启动之后停止供应第一燃料11的步骤。
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中的热源中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，在该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的压缩空气(例如如图5中显示的那样)。在方法的另一个实施例中，热气体供应自发动机的排气喷嘴98或排气流99(例如如图6中显示的那样)。
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：在飞行分布图120的选定部分期间(诸如显示例如在图7中)使用选定比例的第一燃料11和第二燃料12来产生热气体，热气体驱动燃气涡轮发动机101。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，在飞行分布图120的不同的部分期间(图7)改变第一燃料12和第二燃料13的比例的步骤可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，以及使用基于燃油的液体燃料(诸如Jet-A燃料)作为第一燃料11时是这样的。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，在飞行分布图的巡航部分期间，较廉价的第二燃料使用(诸如LNG)与所使用的基于燃油的燃料的比例为大约100%，以便最大程度地降低燃料成本。在另一个示例性运行方法中，在需要较高的推力水平的飞行分布图的起飞期间，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，以控制引入到燃烧器90的第一燃料11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编程成在飞行分布图120的不同的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率或压缩机速率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，诸如例如全权限数字电子控制(FADEC)357。在另一个示例性方法中，机械或液压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架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FADEC 357实现，或者通过用单独的控制系统进行分布式计算实现，单独的控制系统可以可选地通过各种可获得的数据总线与发动机和FADEC航空器系统5控制系统通信。
控制系统，诸如例如图4中显示的项目130，可改变泵52、58速率和输出，以便出于安全目的在机翼7上的保持特定压力(例如保持处于大约30-40 psi)，以及在高压泵58的下游保持不同的压力(例如保持处于大约100 psi 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，其最大程度地增加在起飞和/或高压缩机排气温度(T3)和/或涡轮入口温度(T41)处的包络中的其它点上对低温燃料诸如例如LNG的使用；(B)控制系统策略，其最大程度地增加使用低温燃料诸如，例如LNG，以便最大程度地降低燃料成本；(C)控制系统130、357，其仅为了高海拔重新点火而重新点燃第一燃料，诸如例如Jet-A；(D)控制系统130、357，其用传统的Jet-A执行地面启动，仅作为默认设定；(E)控制系统130、357，其在任何非典型操纵期间仅默认用Jet-A；(F)控制系统130、357，其允许手动(依据飞行员命令)选择任何比例的传统燃料(例如Jet-A)或低温燃料，诸如例如，LNG；(G)控制系统130、357，其利用100%的传统燃料(例如Jet-A)来实现所有加速和减速。
以液化天然气(LNG)或其它低温燃料运行的航空器必须处理沸腾物的问题。特别地，随着热从环境流到燃料存储罐(一个或多个)中，LNG的温度将提高，并且最终沸腾。这个沸腾过程使罐的内部压力升高，进而必须主动冷却罐，或者允许对罐排气，以便使罐压力保持处于或低于容器的最大容许工作压力。
当航空器系统5在地面上时，本发明的以下实施例处理沸腾物。更特别地，如图3中示意性地示出的那样，装备组件500诸如通过排出系统40可在流体方面联接到航空器上。排出系统40可包括可选择性地在流体方面联接到装备组件500上的出口联接件。装备组件500可包括移除系统，移除系统具有流体联接件，当航空器5在地面上时，流体联接件选择性地可操作地联接到排出系统40的出口联接件上，并且移除系统构造成从航空器中移除沸腾物。在装备组件500中可包括任何适当的流体。另外，装备组件500可包括清除系统，清除系统构造成通过下者中的至少一个来清除沸腾物：对沸腾物进行存储、氧化、消耗或燃烧沸腾物和清除。照这样，装备组件500可从航空器中移除沸腾物，并且在地面对其进行管理。
装备组件500可包括可为便携式或固定的装备。将理解的是，可在装备组件500中使用多种装备，而且装备可提供多种用于清除沸腾天然气蒸气的方法。装备组件500的装备可包括用于使沸腾气体燃烧的燃烧器、构造成使沸腾气体氧化的催化转换器、冷凝器、压缩机等。
还将理解的是，用装备组件500清除沸腾物可包括利用沸腾气体。例如，组件可利用沸腾物来产生功率。以非限制性示例的方式，装备组件500的装备可包括可用来利用沸腾物的往复式发动机、燃气涡轮发动机、斯特林发动机、燃料电池等。备选地，装备组件500的装备可构造成收集冷凝的沸腾物。装备的至少一部分诸如通过辅助联接器可在流体方面联接到航空器的LNG罐或单独的机外存储罐上。装备组件500的装备可构造成将冷凝的沸腾物发送到航空器上的LNG罐或单独的机外存储罐。还是另外，组件的装备可构造成压缩的沸腾气体，并且装备可构造成将压缩的沸腾物重新注入到现有的天然气网中。
以上示例性装备组件500可在用于管理来自位于航空器上的LNG罐的沸腾物的方法中使用。这种方法可包括从航空器中移除沸腾物，并且从航空器中清除移除的沸腾物。清除移除的沸腾物可包括使移除的沸腾物氧化，使移除的沸腾物燃烧，消耗移除的沸腾物，存储移除的沸腾物等。以非限制性示例的方式，消耗移除的沸腾物可包括利用沸腾物来产生功率。以非限制性示例的方式，存储移除的沸腾物可包括使沸腾物冷凝和收集冷凝的沸腾物。另外，可对航空器上的LNG罐或单独的机外存储罐提供冷凝的沸腾物。以另一个非限制性示例的方式，存储移除的沸腾物可包括压缩的沸腾气体，并且将压缩的沸腾物重新注入到现有的天然气网中。
在这个装备组件500的若干变型中，从沸腾蒸气中抽取有用功，否则沸腾蒸气直接排到大气中，或者氧化或燃烧。此技术还具有减轻航空器机载重量的优点。这个支持装备组件500还可提高利用LNG作为航空燃料(这会最大程度地降低成本)的安全和环境好处。
上面描述的实施例提供多种好处，包括组件可安全地清除和/或利用来自航空器上的低温燃料罐的沸腾天然气蒸气。可使用任何多种机构来清除天然气蒸气，而且上面描述的实施例提供最简单、最安全和成本最有效的选择。通过将组件安装到卡车或其它可移动装置上，可使组件为便携式的。另外，组件可构造成以多种方式中的任一种来处理沸腾蒸气，包括组件可使用适合期望结果的已知装置对沸腾物进行压缩、燃烧、重新液化等。通过处理沸腾气体，可实现有用功。上面描述的实施例具有基于地面的额外好处，因此消除了关于在航空器上的重量和体积考量。构想到的是，上面描述的实施例可与机载缓和系统结合起来使用，以提高安全性、冗余性和/或减轻重量。
在尚未描述的意义上，各种实施例的不同特征和结构可按需要彼此结合起来使用。可能并未在所有实施例中示出的一个特征不意于被理解为不可这样，而是这样做只是为了使描述简洁。因而，不同实施例的各种特征可按需要混合和匹配，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. 一种用于管理来自位于航空器上的LNG罐的沸腾物的方法，所述方法包括：
从所述航空器中移除所述沸腾物；以及
从所述航空器中清除移除的沸腾物。
2. 根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述清除所述移除的沸腾物包括使所述移除的沸腾物氧化。
3. 根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述清除所述移除的沸腾物包括消耗所述移除的沸腾物。
4. 根据权利要求3所述的方法，其特征在于，消耗所述移除的沸腾物包括利用所述沸腾物来产生功率。
5. 根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述清除所述移除的沸腾物包括使所述移除的沸腾物燃烧。
6. 根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述清除所述移除的沸腾物包括存储所述移除的沸腾物。
7. 根据权利要求6所述的方法，其特征在于，所述存储所述移除的沸腾物包括使所述沸腾物冷凝，以及收集冷凝的沸腾物。
8. 根据权利要求7所述的方法，其特征在于，所述方法进一步包括将所述冷凝的沸腾物提供给所述航空器上的所述LNG罐或单独的机外存储罐。
9. 根据权利要求6所述的方法，其特征在于，所述存储所述移除的沸腾物包括压缩所述沸腾物，以及将压缩的沸腾物重新注入到现有的天然气网中。
10. 一种用于具有机载LNG罐的航空器的液化天然气(LNG)沸腾物管理装备组件，所述机载LNG罐具有排出系统，所述排出系统具有出口联接件，所述LNG沸腾物管理装备组件包括：
移除系统，其具有流体联接件，当所述航空器在地面上时，所述流体联接件选择性地可操作地联接到所述排出系统的出口联接件上，并且所述移除系统构造成从所述航空器上移除沸腾物；以及
清除系统，其构造成通过下者中的至少一个来清除所述沸腾物：对所述沸腾物进行存储、氧化、消耗或燃烧。
11. 根据组件权利要求10所述的沸腾物管理装备，其特征在于，所述管理组件是便携式的。
12. 根据权利要求10至11中的任一项所述的沸腾物管理装备组件，其特征在于，所述清除系统包括下者中的一个：燃烧器、催化转换器、往复发动机、燃气涡轮发动机、斯特林发动机、燃料电池、冷凝器或压缩机。
13. 根据权利要求12所述的沸腾物管理装备组件，其特征在于，所述清除系统构造成使所述沸腾物冷凝，以及收集冷凝的沸腾物。
14. 根据权利要求13所述的沸腾物管理装备组件，其特征在于，进一步包括辅助联接器，所述辅助联接器将所述清除系统的至少一部分在流体方面联接到所述航空器上的所述LNG罐或单独的机外存储罐上，而且其中，所述清除系统构造成将所述冷凝的沸腾物发送到所述航空器上的所述LNG罐或所述单独的机外存储罐。
15. 根据权利要求12所述的沸腾物管理装备组件，其特征在于，所述清除系统构造成压缩所述沸腾物，以及将压缩的沸腾物重新注入到现有的天然气网中。
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