CN104948303B - 一种应用于lng为燃料的航空发动机的燃料供应系统 - Google Patents

Abstract

一种应用于LNG为燃料的航空发动机的燃料供应系统，该系统包括LNG储罐、LNG低压泵、气体低压泵、气化装置、气体高压泵、流量控制器、燃油歧管、气体燃料喷嘴和燃烧室。本发明的有益效果：降低了系统复杂性，提高了动力系统的可靠性，减少了由于使用液体燃料而导致的污染物排放，提高了航空发动机的整体性能，根据对动力系统输出推力的不同采用了发动机交替工作或同时工作的不同工作方式，在保证提供所需推力的同时降低运输成本。

Description

一种应用于LNG为燃料的航空发动机的燃料供应系统

技术领域

本发明涉及飞机发动机及燃油供应技术领域，特别是涉及一种应用于LNG为燃料的航空发动机的燃料供应系统。

背景技术

随着人类社会和经济的发展，全球航空业发展势头越发迅猛。目前，全球已有大约3750个机场，2000多家航空公司，每天有近23000架航空器在空中进行飞行活动。近年来我国航空运输业总体呈上升趋势，发展状况良好，截至2013年末，全行业运输飞机在册架数为2145架，有定期航班航线2876条，按不重复距离计算的航线里程为410万公里。2013年全年累计实现收入5889.6亿元，全年完成运输总周转量671.72亿吨公里、旅客运输量35.40亿人次。但航空燃油成本仍然是影响航空运输业成本控制的主要因素，同时本世纪初欧美等国家就已开始意识到自身对石油基航空燃料的过分依赖将会给国防和经济安全留下严重隐患。

为满足未来航空发动机更经济、更环保的要求，各大航空工业大国针对控制航空发动机污染物排放、降低航空燃油成本作为重点课题进行了广泛的研究。为实现航空燃油成本的降低及减少对航空煤油的依赖，在未来30～50年内，航空燃料将以不会对飞机和发动机硬件产生影响的"即用型"航空替代燃料为主。

液化天然气(LNG)是将天然气经过干燥脱酸处理后，在低温下液化成液态的一种液态燃料，主要成分是甲烷(90％以上)、乙烷、氮气及少量C3～C5烷烃的低温液体。液态密度为0.42～0.46t/m³(3#航空煤油密度为0.78t/m³)，液态热值50MJ/kg(航空煤油约为42.5MJ/kg)。LNG无色、无味、无毒且无腐蚀性，其体积重量仅为同体积水的45％左右。与航空煤油相比，LNG具有密度低、成本低、热值高(LNG中氢碳比为4，Jet A航空煤油氢碳比为1.8，LNG比Jet A航空煤油热值高16％)的特点，同时LNG燃烧后产生的污染物要比航空煤油低(CO₂低20％)。发展LNG发动机技术，使LNG成为航空煤油的替代燃料将是解决航空煤油枯竭和环境问题的有效途径，对于民用航空和国防科技都有着至关重要的作用。

为实现LNG在航空发动机上的应用，美国通用电气(GE)公司开展了以LNG为燃料的飞机燃料系统的研究，并申请了多项国际专利：WO2012/173651A1、WO2014/105328A1，这些专利主要针对航空发动机使用航空煤油/LNG双燃料系统时需要对燃料供应系统、LNG的温度控制及LNG与航空煤油之间的协调控制进行了研究。采用了在同一个航空发动机中同时使用两种燃料的燃料供应系统，这种燃油供应方式需要一个复杂的燃油控制系统，同时这些专利未涉及两种燃料在燃烧室内如何燃烧。前苏联的图波列夫航空公司曾在图-155客货两用机上将LNG作为航空发动机替代燃料，在飞机上的3台发动机中有1台发动机使用LNG作为燃料，其他2台发动机仍采用航空煤油作为燃料。但文献中未详细报道LNG发动机的燃料供应系统及发动机是如何工作的。

发明内容

本发明要解决的技术问题是：克服航空发动机应用双燃料时的燃油供应、控制系统和燃烧系统的复杂性，在多发动机的飞机上采用部分发动机使用航空煤油为燃料、剩余发动机使用LNG为燃料的飞机动力系统。通过将涡轮叶片冷却用压气机引气与LNG气化加热装置结合，在实现降低冷却用空气温度改善飞机动力系统性能的同时实现了LNG冷能的有效利用，同时可以将液态LNG气化，为以天然气为燃料的发动机提供燃料。

本发明是通过以下技术方案实现的：一种应用于LNG为燃料的航空发动机的燃料供应系统，该系统包括LNG储罐、LNG低压泵、气体低压泵、气化装置、气体高压泵、流量控制器、燃油歧管、气体燃料喷嘴和燃烧室；LNG储罐下端出口处通过管道连接LNG低压泵，低压泵连接气化装置，LNG储罐上端出口通过管道连接气体低压泵，气体低压泵出口连接管道与气化装置出口连接管道汇合之后连接气体高压泵，气体高压泵连接流量控制器，流量控制器依次连接燃油歧管、气体燃料喷嘴和燃烧室。

所述的气化装置为加热器。

所述的低温LNG储罐为双层绝热结构，储罐的内壁和外壁为金属材料，两层壁之间为真空结构。

所述的管道采用双层中间抽真空的绝热管道。

本发明的有益效果：

1)本发明采用了在飞机动力系统中分别使用以航空煤油为燃料的航空发动机和以LNG为燃料的发动机，与使用双燃料掺混燃烧的发动机相比减少了复杂的燃油控制系统，降低了系统复杂性，提高了动力系统的可靠性。

2)本发明采用了使用以LNG为燃料的航空发动机，与传统的使用航空煤油为燃料的航空发动机相比降低运行成本，减少了由于使用液体燃料而导致的污染物排放。

3)本发明采用LNG为燃料的航空发动机中，将LNG的气化过程与涡轮叶片冷却用压气机引气相结合，在实现LNG冷能利用的同时降低了涡轮叶片冷却用气温度，提高了航空发动机的整体性能。

4)在飞机飞行的整个过程中，根据对动力系统输出推力的不同采用了发动机交替工作或同时工作的不同工作方式，在保证提供所需推力的同时降低运输成本。

附图说明：

图1是带有4个发动机使用2种燃料的飞机示意图；

图2是LNG储存和输运系统示意图；

图3是LNG气化装置示意图一；

图4是LNG气化装置示意图二；

图5是LNG航空发动机工作过程示意图；

图6是飞机运行过程中推力变化示意图；

图中：1机翼、2机身、3发动机、4油箱、5LNG储罐、6机尾、7气态蒸发气、8LNG低压泵、9气体低压泵、10气化装置、11气体高压泵、12流量控制器、13燃油歧管、14气体燃料喷嘴、15燃烧室、16热端入口、17热端出口、18冷端入口、19冷端出口、20风扇、21低压压气机、22高压压气机、23高压涡轮、24低压涡轮、25低压轴、26高压轴、27尾喷管。

具体实施方式

下面结合附图和实施对本发明做进一步的描述。

如图1所示为带有4个发动机使用2种燃料的飞机示意图。本实施例的飞机系统包括机身2和连接在机身2上的机翼1，飞机系统通过动力系统的发动机3产生推力，本实施例动力系统包括4个发动机3并位于机翼1上，在其他的实施例中也可以采用3个发动机3，其中两个位于机翼1上，一个位于机尾6上，或3个发动机3都位于机尾6上。

飞机上有2个燃料储存系统为发动机3提供燃料，油箱4位于机翼1内储存常规航空煤油，LNG储罐位于机身2上接近于机翼1与机身2的连接处。在其他的实施例中，LNG储罐也可以位于机尾6上。

在本实施例中，动力系统包括4台发动机3，燃油系统包括两种燃料(航空煤油和LNG)，发动机3通过使用燃料为飞机产生动力。在4个发动机3中有1台或2台发动机3使用LNG为燃料，其他发动机以航空煤油作为燃料。航空煤油储存在油箱4内，通过供油系统为发动机3提供燃料。LNG燃料储存在低温LNG储罐5中，通过LNG气化装置和增压装置增压后为航空发动机3提供燃料。低温LNG储罐5为双层绝热结构，储罐5的内壁和外壁为金属材料，两层壁之间为真空结构。

在本实施例中，燃料通过供油系统从油箱进入发动机3，其中储存在油箱4内的航空煤油通过供油系统直接供给使用航空煤油的发动机3。储存在LNG储罐5内的低温燃料通过供油管路先进入燃料气化系统将液体燃料转化为气态，供油管路可采用中间真空的双层绝热管道。

如图2所示为LNG储存和输运系统示意图。在本实施例中，温度为-165℃左右、压力为常压的低温LNG储存在LNG储罐5内，该系统包括LNG储罐5、LNG低压泵8、气体低压泵9、气化装置10、气体高压泵11、流量控制器12、燃油歧管13、气体燃料喷嘴14和燃烧室15，在LNG储罐5下面出口处由管道连接至LNG低压泵8，LNG在低压泵8内增压后再由管道连接至气化装置10实现LNG由液态转化为气态，在气化装置10前的LNG输送管道采用双层中间抽真空的绝热管道以保证LNG为液态。LNG储罐5上端出口通过管道连接气体低压泵9，LNG储罐5在工作过程中会出现气态蒸发气7，该部分气体可由LNG储罐5上面的出口流出，经气体低压泵9增压后与从气化装置10流出的气体燃料会合后进入气体高压泵11。气体燃料在高压泵11中增压至满足燃烧室入口压力要求后在流量控制器12的控制下进入燃油歧管13,经燃油歧管13的分配后气态燃料经气体燃料喷嘴14进入燃烧室15进行燃烧。

如图3和4所示为LNG的气化装置10。在LNG储罐5内，LNG要以低温状态储存以保证其处于液态，在燃料进入燃烧室15燃烧时要采用气态形式，因此需要采用气化装置10将LNG由液态转化为气态。气化装置10的实质为加热器，可采用电加热也可采用其他热源进行加热。在本实施例中采用压气机中间级抽气作为热源对LNG进行加热，气化装置10可采用顺流、逆流和交叉流等换热形式。在本实施例中，气化装置10采用逆流形式，压气机中间级抽气由气化装置10的热端入口16进入气化装置10，LNG由气化装置10的冷端入口18进入，经换热后气态燃料由冷端出口流出，冷却后的压气机中间级抽气由热端出口17流出。

LNG气化装置10根据对换热强度、压力损失及使用空间的要求可采用不同的结构，本实施例只列举了一种管板式换热器，但本发明不局限于采用这一种结构的换热器。

LNG气化装置10根据对温差、换热均匀性等的要求可以采用不同的形式。本实施例列举了两种形式。其中图3为冷热流体直接换热，图4为采用一种中间介质进行间接换热。本实施例只列举了2种换热形式，但本发明不局限于这2种换热形式。

如图5所示是LNG航空发动机工作过程示意图，在低压轴25的前端是风扇20和低压压气机21，后端是用于驱动低压轴的低压涡轮22。风扇20、低压压气机21、低压涡轮22通过轴承等连接件与低压轴25相连，低压压气机21位于高压压气机22前，低压涡轮24位于高压涡轮24后。在高压轴26的前端为高压压气机22，后端为高压涡轮23，高压压气机22、高压涡轮23通过轴承与高压轴26相连，高压压气机22位于低压压气机21后，燃烧室15前，高压涡轮23位于燃烧室15后，低压涡轮24前。工作过程中空气经风扇20进入发动机，经低压压气机21、高压气机22连续增压后进入燃烧室15中燃烧，燃烧后的高温高压工质依次通过高压涡轮23、低压涡轮24做功后通过尾喷管27排向大气。

在本实施例中，燃烧室15以气化后的LNG为燃料。低温燃料LNG以液态形式储存在LNG储罐5中，液态LNG由LNG储罐5下面出口处流出，LNG在低压泵8内增压后再由管道连接至气化装置10实现LNG由液态转化为气态。LNG储罐5在工作过程中产生的气态蒸发气7由LNG储罐5上面的出口流出，经气体低压泵9增压后与从气化装置10流出的气体燃料会合后进入气体高压泵11。气体燃料在高压泵11中增压至满足燃烧室入口压力要求后进入燃烧室15进行燃烧。

在本实施例中，气化装置10的热端通过管道与高压压气机22中间级抽气端连接，中间级抽气在气化装置内冷却后经管道与高压涡轮23连接，中间级抽气作为高压涡轮23冷却气体进入高压涡轮23对高压涡轮叶片进行冷却，后进入主流气体在涡轮内完成做功。

飞机的推力来自于动力系统的发动机，发动机中的一部分可以使用油箱内的航空煤油作为燃料，另外一部分可以使用储存在LNG储罐内的LNG气化后的气态燃料作为燃料。在飞机处于不同飞行状态时，可以通过改变所使用的发动机来实现飞机所需推力的变化。在起飞状态下，使用航空煤油的发动机和使用LNG燃料的发动机同时工作产生所需的大推力，在巡航状态时可以关闭使用航空煤油的发动机，只使用采用LNG燃料的发动机。也可以采用使用航空煤油的发动机和使用LNG的发动机同时工作，在不同的工作状态下，飞机需要不同的推力时通过调节发动机的工作状态来满足飞机对动力系统的要求。

如图6所示是飞机运行过程中推力变化示意图，其中A-B表示发动机的启动过程，B-C表示发动机在地面的暖机和空转状态，C-D为飞机在地面滑行时发动机的出力，从E点开始发动机的推力开始增大直到G点发动机的推力达到最大，此时为飞机的起飞阶段。从G到I的过程是飞机处于爬行状态，发动机的推力逐渐减小，直到J-K和L-M飞机处于巡航状态，此时发动机在最经济状态下运行，其中K-L为飞机巡航飞行中的一次爬升。M-N-O为飞机的进场状态，在P点着陆，而Q-R点为带有反推功能的发动机的一个反推过程，可缩短着陆距离，在T点发动机完成一次飞行任务彻底关闭。

在本实施例中，飞机的推力来自于动力系统的发动机3，发动机3中的一部分可以使用油箱4内的航空煤油作为燃料，另外一部分可以使用储存在LNG储罐5内的LNG气化后的气态燃料作为燃料。在飞机处于不同飞行状态时可以通过改变所使用的发动机3来实现飞机所需推力的变化。在起飞状态下，使用航空煤油的发动机3和使用LNG的发动机3同时工作产生所需的大推力，在巡航状态时可以关闭使用航空煤油的发动机3，只使用采用LNG的发动机3。在本实施例中也可以采用使用航空煤油的发动机3和使用LNG的发动机3同时工作，在不同的工作状态下，飞机需要不同的推力时通过调节发动机的工作状态来满足飞机对动力系统的要求。

本发明未详细阐述部分为本领域公共常识。

本发明实现了航空发动机上热量的有效利用，涡轮叶片冷却用压气机引气的热量可用于低温LNG气化，在减少LNG气化所需热量的同时降低了涡轮冷却用空气的温度，在提高能量利用效率的同时也改善了发动机的运行性能，配合良好的涡轮冷却技术可实现更高的涡轮进口温度。

进一步的，与使用航空煤油相比，应用LNG作为燃料要节省30％以上的运行成本。同时，采用以上实施例所描述的方法可以使单燃料动力系统转化为双燃料系统，减少对航空煤油的依赖性。以上所描述的实施例可用于商业运输飞机、军用运输飞机或军用空中加油机。

本发明的工作原理是：

低温燃料LNG以液态形式储存在LNG储罐中，液态LNG由LNG储罐下面出口处流出，LNG在低压泵内增压后再由管道连接至气化装置实现LNG由液态转化为气态。LNG储罐在工作过程中产生的气态蒸发气由LNG储罐上面的出口流出，经气体低压泵增压后与从气化装置流出的气体燃料会合后进入气体高压泵。气体燃料在高压泵中增压至满足燃烧室入口压力要求后进入燃烧室进行燃烧。

其中，气化装置的热端通过管道与高压压气机中间级抽气端连接，中间级抽气在气化装置内冷却后经管道与高压涡轮连接，中间级抽气作为高压涡轮冷却气体进入高压涡轮对高压涡轮叶片进行冷却，后进入主流气体在涡轮内完成做功。

Claims (3)

1.一种应用于LNG 为燃料的航空发动机的燃料供应系统，其特征在于: 该系统包括LNG 储罐、LNG 低压泵、气体低压泵、气化装置、气体高压泵、流量控制器、燃油歧管、气体燃料喷嘴和燃烧室；LNG 储罐下端出口处通过管道连接LNG 低压泵，LNG 低压泵连接气化装置，LNG储罐上端出口通过管道连接气体低压泵，气体低压泵出口连接管道与气化装置出口连接管道汇合之后连接气体高压泵，气体高压泵连接流量控制器，流量控制器依次连接燃油歧管、气体燃料喷嘴和燃烧室；所述的气化装置为加热器，所述气化装置采用压气机中间级抽气作为热源。

2.根据权利要求1 所述的应用于LNG 为燃料的航空发动机的燃料供应系统，其特征在于：所述的LNG 储罐为双层绝热结构，储罐的内壁和外壁为金属材料，两层壁之间为真空结构。

3.根据权利要求1 所述的应用于LNG 为燃料的航空发动机的燃料供应系统，其特征在于：该应用于LNG 为燃料的航空发动机的燃料供应系统中的所有管道采用双层中间抽真空的绝热管道。