CN105026268A - 用于飞行器发动机的低温燃料的能量有效且受控的汽化 - Google Patents

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Abstract

一种在用于飞行器(5)的发动机(101)中使用低温燃料(12)的方法及设备，其中低温燃料(12)供应至发动机用于燃烧。

Description

用于飞行器发动机的低温燃料的能量有效且受控的汽化
相关申请的交叉引用
本申请请求享有2013年3月15日提交的美国临时专利申请第61/ 786,723号的权益，该申请以其整体并入本文中。
技术领域
本文中公开的技术大体上涉及飞行器系统，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及其操作方法。
背景技术
一些飞行器发动机可构造成使用一种或更多种燃料如喷射燃料和/或天然气来操作。
附图说明
通过参照连同附图进行的以下描述可最佳地理解本文中所述的技术，在该附图中：
图1为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为示例性燃料输送/分配系统；
图2a为示例性低温燃料的示例性压焓图中的示例性操作路径；
图3为示出燃料箱和示例性沸溶使用的示例性布置的示意图；
图4为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性截面视图；
图5为示出示例性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性截面视图；
图6a为示例性直接换热器的示意图；
图6b为示例性间接换热器的示意图；
图6c为另一个示例性间接换热器的示意图；
图7为用于飞行器系统的示例性飞行任务曲线的示意图；
图8为用于使低温燃料汽化的示例性系统的框图；以及
图9为所有都根据本公开的至少一些方面的用于使低温燃料汽化的示例性系统的框图。
具体实施方式
在以下详细描述中，参照了形成其一部分的附图。在附图中，类似的标号典型地识别类似的构件，除非上下文另外指出。在详细描述、附图和权利要求中描述的示范性实施例不意于限制。可使用其它实施例，并且可作出其它改变，而不脱离这里提出的主题的精神或范围。将容易理解的是，如本文中大体上描述和附图中示出的，本公开的方面可以以各种不同构造布置、替换、组合和设计，它们所有都明确地构想出，并且构成本公开的部分。
图1示出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和附接于机身的机翼7。飞行器系统5具有推进系统100，其产生在飞行中推进飞行器系统所需的推进推力。尽管推进系统100在图1中示为附接于机翼7，但在其它实施例中，其可联接于飞行器系统5的其它部分，如，例如，尾部16。
示例性飞行器系统5具有燃料储存系统10，用于储存用于推进系统100中的一种或更多种类型的燃料。如本文中在下面进一步说明的，图1中所示的示例性飞行器系统5使用两种类型的燃料。因此，示例性飞行器系统5包括能够储存第一燃料11的第一燃料箱21，以及能够储存第二燃料12的第二燃料箱22。在图1中所示的示例性飞行器系统5中，第一燃料箱21的至少一部分位于飞行器系统5的机翼7中。在图1中所示的一个示例性实施例中，第二燃料箱22在机翼联接于机身的位置附近位于飞行器系统的机身6中。在备选实施例中，第二燃料箱22可位于机身6或机翼7中的其它适合的位置处。在其它实施例中，飞行器系统5可包括能够储存第二燃料12的可选的第三燃料箱123。可选的第三燃料箱123可位于飞行器系统的机身的后部中，如，例如图1中示意性示出的。
如本文中随后进一步所述，图1中所示的推进系统100为双燃料推进系统，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12两者生成推进推力。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或以选择比例使用第一燃料和第二燃料两者来生成推进推力。第一燃料可为常规液体燃料，如，基于煤油的喷射燃料，如，现有技术中称为Jet-A、JP-8或JP-5的，或其它已知的类型或等级。在本文中所述的示例性实施例中，第二燃料12为在非常低的温度下储存的低温燃料。在本文中所述的一个实施例中，低温第二燃料12为液化天然气(作为备选在本文中被称为"LNG")。低温第二燃料12在低温度下储存在燃料箱中。例如，LNG在大约-265℉下，在大约15psia的绝对压力下储存在第二燃料箱22中。燃料箱可由已知的材料如钛、铬镍铁合金、铝或复合材料制成。
图1中所示的示例性飞行器系统5包括燃料输送系统50，其能够将燃料从燃料储存系统10输送至推进系统100。已知的燃料输送系统可用于输送常规的液体燃料，如，第一燃料11。在本文中所述和图1和2中所示的示例性实施例中，燃料输送系统50构造成将低温液体燃料(如，例如LNG)通过运输低温燃料的导管54输送至推进系统100。为了在输送期间大致保持低温燃料的液态，燃料输送系统50的导管54的至少一部分被隔离，并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，导管54的至少一部分具有双壁构造。导管可由已知的材料如钛、铬镍铁合金、铝或复合材料制成。
图1中所示的飞行器系统5的示例性实施例还包括燃料电池系统400，其包括燃料电池，该燃料电池能够使用第一燃料11或第二燃料12中的至少一种产生电功率。燃料输送系统50能够将燃料从燃料储存系统10输送至燃料电池系统400。在一个示例性实施例中，燃料电池系统400使用由双燃料推进系统100使用的低温燃料12的一部分来生成功率。
推进系统100包括燃气涡轮发动机101，其通过在燃烧器中焚烧燃料来生成推进推力。图4为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和芯部发动机108，芯部发动机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。在一些应用中，如，例如图4中所示，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"敞开转子"的一部分，其中，不存在包绕风扇叶片组件的外壳。
在操作期间，空气在大致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，并且压缩空气供应至高压压缩机105。高度压缩的空气输送至燃烧器90。来自燃烧器90的热气体(图4中未示出)驱动涡轮155和157。涡轮157经由轴114驱动风扇103，并且类似地，涡轮155经由轴115驱动压缩机105。在备选实施例中，发动机101可具有附加的压缩机，其有时在本领域中被称为中压压缩机，由另一个涡轮级(图4中未示出)驱动。
在飞行器系统5的操作(见图7中示出的示例性飞行曲线)期间，推进系统100中的燃气涡轮发动机101例如可在推进系统的操作的第一选择部分期间(如，例如，在起飞期间)使用第一燃料11。推进系统100可在推进系统的操作的第二选择部分期间(如，在巡航期间)使用第二燃料12，如，例如，LNG。作为备选，在飞行器系统5的操作的选择部分期间，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来生成推进推力。第一燃料和第二燃料的比例可在推进系统的操作的各种级期间视情况在0%到100%之间变化。
本文中所述的飞行器和发动机系统能够使用两种材料操作，其中一种可为低温燃料，如，例如LNG(液化天然气)，另一种为常规的基于煤油的喷射燃料，如Jet-A、JP-8、JP-5或全世界都可得到的类似的等级。
Jet-A燃料系统除燃料喷嘴外类似于常规飞行器燃料系统，该燃料喷嘴能够点燃至燃烧器的成从0-100%的比例的Jet-A和低温/LNG。在图1中所示的实施例中，LNG系统包括燃料箱，其可选包含以下特征：(i)具有保持箱中的指定压力的适合止回阀的通风管线；(ii)用于液体低温燃料的排出管线；(iii)评估存在于箱中的低温(LNG)燃料的温度、压力和体积的计测或其它测量能力；(iv)位于低温(LNG)箱中或可选在箱外的增压泵，其增大低温(LNG)燃料的压力以将低温(LNG)燃料运输至发动机；以及(iv)将箱无限期地保持在低温温度下的可选的低温冷却器。
燃料箱将优选在大气压力下或附近操作，但可在0到100psig的范围中操作。燃料系统的备选实施例可包括高箱压力和温度。从箱和增压泵延伸至发动机机架的低温(LNG)燃料管线可具有以下特征：(i)单壁或双壁构造；(ii)真空绝热或低热传导材料绝热；以及(iii)将LNG流再循环至箱而不将热添加至LNG箱的可选的低温冷却器。低温(LNG)燃料箱可位于飞行器中，其中，常规的Jet-A辅助燃料箱位于现有系统上，例如，在前或后的货舱中。作为备选，低温(LNG)燃料箱可位于中心机翼箱位置。使用低温(LNG)燃料的辅助燃料箱可设计成使得在低温(LNG)燃料将不用于延长时间段的情况下，其可被除去。
高压泵可位于机架中或机载于发动机上，以将低温(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。泵可或可不将LNG/低温液体的压力升高到高于低温(LNG)燃料的临界压力(Pc)。本文中称为"汽化器"的可安装在发动机上或附近的换热器将热能添加至液化天然气燃料，从而升高温度并且使低温(LNG)燃料体积膨胀。来自汽化器的热(热能)可来自许多源。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/或低压涡轮空隙控制空气；(iv)LPT管冷却寄生空气；(v)来自HP涡轮的冷却的冷却空气；(vi)润滑油；或(vii)机载的航空电子装置或电子装置。换热器可具有各种设计，包括壳管式、双管、翅片板等，并且可以以并流、逆流或交叉流方式流动。热交换可以以与上文列出的热源的直接或间接接触发生。
控制阀位于上文所述的汽化器/换热器单元下游。控制阀的目的在于横跨与燃气涡轮发动机操作相关联的操作条件范围计量进入燃料歧管的指定水平的流动。控制阀的次要目的在于用作背压调节器，其将系统的压力设置成高于低温(LNG)燃料的临界压力。
燃料歧管位于控制阀下游，该控制阀用于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换热器，其将热能从芯部罩隔间或其它热围绕物传递至低温/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，以在气态燃料系统未操作时以压缩机空气(CDP)吹扫燃料歧管。这将防止由周向压力变化引起的热气体吸入气态燃料喷嘴中。可选的是，燃料喷嘴中或附近的止回阀可防止热气体吸入。
本文中所述的系统的示例性实施例可操作如下：低温(LNG)燃料在大约15psia和大约-265℉下位于箱中。其通过位于飞行器上的增压泵泵送至大约30psi。液体低温(LNG)燃料经由绝热双壁管道横跨机翼流动至飞行器机架，其中，其逐级增至大约100到1,500psia，并且可高于或低于天然气/甲烷的临界压力。低温(LNG)燃料接着发送至汽化器，其中，其体积膨胀成气体。汽化器可尺寸确定成保持马赫数和对应压力损失较低。接着，计量穿过控制阀并且进入燃料歧管和燃料喷嘴的气态天然气，其中其在另外的标准航空燃气涡轮发动机系统中燃烧，以向飞机提供推力。当循环条件改变时，增压泵中的压力(例如，大约30psi)和HP泵中的压力(例如，大约1,000psi)保持在大致恒定的水平处。流动由计量阀控制。与适当尺寸的燃料喷嘴组合的流动变化导致歧管中的可接受和变化的压力。
示例性飞行器系统5具有燃料输送系统，其用于将一种或更多种类型的燃料从储存系统10输送用于在推进系统100中使用。对于常规的液体燃料，如，例如，基于煤油的喷射燃料，可使用常规燃料输送系统。本文中所述和图2和3中示意性所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。图2中所示的示例性燃料系统50包括能够储存低温液体燃料112的低温燃料箱122。在一个实施例中，低温液体燃料112为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(如，例如，LNG)处于第一压力"P1"。压力P1优选接近大气压力，如，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流动连通。在操作期间，当双燃料推进系统100中需要低温燃料时，增压泵52从低温燃料箱122除去低温液体燃料112的一部分，并且将其压力增大至第二压力"P2"，并且使其流入位于飞行器系统5的机翼7中的机翼供应导管54。压力P2选择成使得液体低温燃料在供应导管54中流动期间保持其液态(L)。压力P2可在大约30psia到大约40psia的范围中。基于使用针对LNG的已知方法的分析，发现30psia是足够的。增压泵52可位于飞行器系统5的机身6中的适合位置处。作为备选，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内。为了在输送期间大致保持低温燃料的液态，隔离机翼供应导管54的至少一部分。在一些示例性实施例中，导管54的至少一部分具有双壁构造。导管54和增压泵52可使用已知的材料制成，如，钛、铬镍铁合金、铝或复合材料。
示例性燃料系统50具有高压泵58，其与机翼供应导管54流动连通，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(如，例如，LNG)的压力增大至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100psia到大约1000psia的范围中。高压泵58可位于飞行器系统5或推进系统100中的适当位置处。高压泵58优选位于飞行器系统5的机架55中，其支承推进系统100。
如图2中所示，示例性燃料系统50具有汽化器60，用于将低温液体燃料112变为气态(G)燃料13。汽化器60接收高压低温液体燃料，并且将热(热能)添加至低温液体燃料(如，例如，LNG)，从而升高其温度并且使其体积膨胀。热(热能)可从推进系统100中的一个或更多个源供应。例如，用于在汽化器中汽化低温液体燃料的热可从若干源中的一个或更多个供应，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、飞行器系统航空电子装置/电子装置，或推进系统100中的任何热源。由于出现在汽化器60中的热的交换，汽化器60可作为备选被称为换热器。汽化器60的换热器部分可包括壳管类型的换热器，或双管类型的换热器，或翅片和板类型的换热器。汽化器中的热流体和冷流体流可为并流、或逆流或交叉流的类型。热流体与冷流体之间在汽化器中的热交换可直接通过壁发生，或使用中间工作流体间接发生。
低温燃料输送系统50包括流动计量阀65("FMV"，也被称为控制阀)，其与汽化器60和歧管70流动连通。流动计量阀65位于上文所述的汽化器/热交换单元的下游。FMV(控制阀)的目的在于横跨与燃气涡轮发动机的操作相关联的操作条件的范围计量进入燃料歧管70的达到指定水平的燃料流。控制阀的次要目的在于用作背压调节器，将系统的压力设置为高于低温燃料如LNG的临界压力。流动计量阀65接收从汽化器供应的气态燃料13，并且将其压力减小至第四压力"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，汽化器60将低温液体燃料112变为大致恒定压力下的气态燃料13。图2a示意性地示出了输送系统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中用于燃烧。位于控制阀65下游的燃料歧管70用于将气态燃料13均匀地分配至燃气涡轮燃料喷嘴80。在一些实施例中，歧管70可以可选地用作换热器，其将热能从推进系统芯部罩隔间或其它热围绕物传递至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常规液体燃料(如，常规基于煤油的液体燃料)或由汽化器从低温液体燃料如LNG生成的气态燃料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和液体燃料供应至燃烧器90，以便于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，并且燃料喷嘴80中的一些构造成接收气态燃料13，并且适当地布置用于在燃烧器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，以在气态燃料系统未操作时利用来自发动机的压缩机空气或其它空气吹扫燃料歧管。这将防止由燃烧器90中的周向压力变化引起的热气体吸入到气态燃料喷嘴中。可选的是，燃料喷嘴中或附近的止回阀可用于防止热气体吸入在燃料喷嘴或歧管中。
在示例性双燃料燃气涡轮中，使用LNG作为低温液体燃料的本文中所述的推进系统描述如下：LNG在15psia和-265℉下位于箱22,122中。其通过位于飞行器上的增压泵52泵送至大约30psi。液体LNG经由绝热的双壁管道54横跨机翼7流动至飞行器机架55，其中，其逐步增大至100到1,500psia，并且可高于或低于天然气/甲烷的临界压力。液化天然气接着发送至汽化器60，其中其体积膨胀成气体。汽化器60尺寸确定为保持马赫数和对应压力损失较低。接着计量穿过控制阀65并且进入燃料歧管70和燃料喷嘴80的气态天然气，其中，其在双燃料航空燃气涡轮系统100,101中燃烧，从而向飞行器系统5提供推力。当循环条件改变时，增压泵中的压力(30psi)和HP泵58中的压力(1,000psi)保持在大致恒定的水平处。流动由计量阀65控制。与适合尺寸的燃料喷嘴组合的流动变化导致歧管中的可接受和变化的压力。
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)的并联燃料输送系统构成。除燃烧器燃料喷嘴之外，煤油燃料输送与当前设计大致未变化，燃烧器燃料喷嘴设计成以任何比例共同点燃煤油和天然气。如图2中所示，低温燃料(例如，LNG)燃料输送系统由以下特征构成：(A)能够使用以从0到100%的任何比例的低温燃料(例如，LNG)和Jet-A的双燃料喷嘴和燃烧系统；(B)还用作换热器，从而将低温燃料(例如，LNG)加热至气体或超临界流体的燃料歧管和输送系统。歧管系统设计成以统一的方式将燃料同时输送至燃烧器燃料喷嘴，并且从包绕的芯部罩、排气系统或其它热源吸收热，从而消除或最小化对单独的换热器的需要；(C)燃料系统，其将呈其液态的低温燃料(例如，LNG)泵送上至高于或低于临界压力，并且添加来自一定数量的源中的任一个的热；(D)浸没在低温燃料(例如，LNG)燃料箱中的低压低温泵(可选位于燃料箱外)；(E)高压低温泵，其位于飞行器机架中，或可选机载在发动机或机舱上，以泵送至高于低温燃料(例如，LNG)的临界压力的压力。(F)吹扫歧管系统可以可选地与燃料歧管一起使用来在气态燃料系统未操作时以压缩机CDP空气吹扫燃料歧管。这将防止由周向压力变化引起的热气体吸入到气态燃料喷嘴中。可选的是，燃料喷嘴中或附近的止回阀可防止热气体吸入。(G)从箱和增压泵延伸至发动机机架的低温燃料(例如，LNG)管线具有以下特征：(1)单壁或双壁构造。(2)真空绝热或可选的低热传导绝热材料如气凝胶。(3)可选的低温冷却器，其将低温燃料(例如，LNG)流再循环至箱，而不将热添加至低温燃料(例如，LNG)箱。(H)位于机架中或机载在发动机上的高压泵。该泵将使低温燃料(例如，LNG)的压力升高至足以将天然气燃料喷射到燃气涡轮燃烧器中的水平。泵可或可不将低温液体(例如，LNG)的压力升高到高于低温燃料(例如，LNG)的临界压力(Pc)。
III. 燃料储存系统
图1中所示的示例性飞行器系统5包括低温燃料储存系统10，如，例如图3中所示，用于储存低温燃料。示例性低温燃料储存系统10包括低温燃料箱22,122，其具有形成储存容积24的第一壁23，储存容积24能够储存低温液体燃料12，如，例如，LNG。如图3中示意性所示，示例性低温燃料储存系统10具有能够使低温液体燃料12流入储存容积24中的入流系统32，以及适于从低温燃料储存系统10输送低温液体燃料12的出流系统30。其还包括排出系统40，其能够从储存容积24中的低温液体燃料12除去气态燃料19(其可在储存期间形成)的至少一部分。
图3中所示的示例性低温燃料储存系统10还包括再循环系统34，其适于使未使用的气态燃料19的至少一部分29返回到低温燃料箱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在使其返回到低温燃料箱22,122中之前冷却未使用的气态燃料19的部分29。低温冷却器42操作的示例性操作如下：在示例性实施例中，来自燃料箱的沸溶物可使用反向兰金制冷系统(也被称为低温冷却器)来再冷却。低温冷却器可由来自机载在飞行器系统5上的可用系统中的任一个的电功率供能，或由陆地基功率系统，如，可在停放在登机门处时为可用的那些。低温冷却器系统还可用于在双燃料飞行器燃气涡轮发动机101共同点燃过渡期间在燃料系统中再液化天然气。
燃料储存系统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中示意性示出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的一部分的防爆盘46。防爆盘46为安全特征，其使用已知方法设计以在燃料箱22内过压的情况下爆裂并且释放任何高压气体。
低温燃料箱22可具有单壁构造或多壁构造。例如，低温燃料箱22还可包括(例如，见图3)第二壁25，其大致包围第一壁23。在箱的一个实施例中，第一壁23与第二壁25之间存在间隙26，以便热隔离箱来减小横跨箱壁的热流。在一个示例性实施例中，在第一壁23与第二壁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。作为备选，为了向箱提供绝热，第一壁23与第二壁25之间的间隙26可大致以已知的绝热材料27填充，如，例如气凝胶。可使用其它适当的绝热材料。可包括挡板17来控制箱内的液体的移动。
图3中所示的低温燃料储存系统10包括具有输送泵31的出流系统30。输送泵可位于箱22附近的便利位置处。为了减少进入低温燃料中的热传递，可优选的是将输送泵31定位在低温燃料箱22中，如图3中示意性示出的。排出系统40排出可形成在燃料箱22中的任何气体。这些排出的气体可在飞行器系统5中以若干有用方式使用。图3中示意性地示出了这些中的少许。例如，气态燃料19的至少一部分可供应至飞行器推进系统100用于在发动机中冷却或燃烧。在另一个实施例中，排出系统40将气态燃料19的至少一部分供应至焚烧器，并且将来自焚烧器的燃烧产物安全地排出到飞行器系统5外。在另一个实施例中，排出系统40将气态燃料19的至少一部分供应至辅助功率单元180，其将辅助功率供应至飞行器系统5。在另一个实施例中，排出系统40将气态燃料19的至少一部分供应至产生功率的燃料电池182。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箱22外。
燃料储存系统、包括燃料箱的其构件，以及示例性子系统和构件的示例性操作描述如下。
天然气在大约-260℉的温度和大气压力下以液态形式(LNG)存在。为了保持乘用、货用、军用或专用航空飞行器的这些机上温度和压力，下文列出的特征以选择组合允许了LNG的安全、有效和成本效益合算的储存。参照图3，这些包括：
燃料箱21,22，其由合金构成，如但不限于铝AL5456和较高强度铝AL5086或其它适当的合金。
燃料箱21,22，其由重量轻的复合材料构成。
以上的箱21,22，其具有双壁真空特征，用于改进的绝热和至LNG流体的极大减小的热流。双壁箱还在主箱破裂的罕见情况中用作安全容纳装置。
任一上文使用的重量轻的绝热物27的备选实施例，如，例如，气凝胶，以最小化从周围环境到LNG箱和其内容物的热流。
气凝胶绝热物可用于加至双壁箱设计或替代双壁箱设计。
(E)设计用于主动地抽空双壁箱之间的空间的可选的真空泵28。泵可以以LNG沸溶燃料、LNG、Jet-A、电功率或飞行器可用的任何其它功率源操作。
(F)LNG箱，其具有低温泵31，低温泵31浸没在主箱内用于至LNG流体的减小热传递。
(G)具有一个或更多个排放管线36的LNG箱，其能够在正常或紧急状态下从箱除去LNG。LNG排放管线36连接于适当的低温泵，以由于LNG重力压头而使除去速率增大至超过排放速率。
(H)具有一个或更多个排出管线41的LNG箱，用于除去由来自外部环境的热吸收形成的气态天然气。该排出管线41系统通过使用单向泄压阀或背压阀39来将箱保持在期望压力处。
具有至主排出管线的并联安全释放系统45的LNG箱(如果出现超压情形)。防爆盘为备选特征或并联特征46。泄压排出部将气态燃料引导到机外。
(J)LNG燃料箱，其具有以上设计特征中的一些或所有，其几何形状设计成符合与标准Jet-A辅助燃料箱相关联的现有包络线，如，设计成在市售飞行器上并且在其上可用的那些。
(K)LNG燃料箱，其具有以上设计特征中的一些或所有，其几何形状设计成符合并且配合在常规乘用和货用飞行器的(多个)下货舱内，如，市售飞行器上发现的那些。
(L)现有或新的飞行器的适当隔离LNG、箱和结构元件的中心机翼箱22的改型。
排出和沸溶系统使用已知方法设计。LNG的沸溶为蒸发过程，其吸收能量并且冷却箱和其内容物。沸溶LNG可由多种不同过程使用和/或消耗，在一些情况下将有用功提供至飞行器系统，在其它情况中针对环境更可接受的设计简单地燃烧燃料。例如，来自LNG箱的排出气体主要由甲烷构成，并且用于以下中的任一个或所有组合：
定路线至飞行器APU(辅助功率单元)180。如图3中所示，来自箱的气态排出管线串联或并联定路线至辅助功率单元用于在燃烧器中使用。APU可为典型地在商用和军用飞行器上发现的现有的APU，或专用于将天然气沸溶物转变成有用的电和/或机械功率的单独的APU。沸溶天然气压缩机用于将天然气压缩至在APU中使用所需的适合压力。APU继而将电功率提供至发动机或A/C上的任何系统。
定路线至一个或更多个(多个)飞行器燃气涡轮发动机101。如图3中所示，来自LNG燃料箱的天然气排出管线定路线至主燃气涡轮发动机101中的一个或更多个，并且在操作期间将附加的燃料源提供至发动机。天然气压缩机用于将排出气体泵送至飞行器燃气涡轮发动机中使用所需的适合压力。
外扩。如图3中所示，来自箱的天然气排出管线定路线至具有其自身的电火花点火系统的小的专用排出燃烧器190。以该方式，甲烷气体并未释放到大气。燃烧产物排出，这导致环境更可接受的系统。
排出。如图3中所示，来自箱的天然气排出管线定路线至飞行器燃气涡轮中的一个或更多个的排气导管。作为备选，排出管线可定路线至APU排气导管或单独的专用管线至飞行器后缘中的任一个。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。
地面操作。如图3中所示，在地面操作期间，系统中的任一个可设计成使得排出管线41附接于地面支持装备，其收集和使用任何基于陆地的系统中的天然气沸溶物。排出还可在利用地面支持装备的再加燃料操作期间发生，该地面支持装备可同时使用入流系统32将燃料喷射到飞行器LNG箱中，并且捕集和再使用排出气体(同时排出和加燃料，指示为图3中的(S))。
IV. 推进(发动机)系统
图4示出了示例性双燃料推进系统100，其包括能够使用低温液体燃料112生成推进推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，以及焚烧燃料并且生成驱动高压涡轮155的热气体的燃烧器90。燃烧器90能够焚烧常规液体燃料，如，基于煤油的燃料。燃烧器90还能够焚烧低温燃料，如，例如，LNG，其适当地制备用于燃烧，如，例如通过汽化器60。图4示意性地示出了能够将低温液体燃料112变为气态燃料13的汽化器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用于点燃。在一个示例性实施例中，使用的低温液体燃料112为液化天然气(LNG)。在涡扇类型的双燃料推进系统100(例如，图4中所示)中，燃气涡轮发动机101包括从高压压缩机105沿轴向向前定位的风扇103。增压器104(图4中所示)可沿轴向位于风扇103与高压压缩机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可包括由中压涡轮驱动的中压压缩机(两者在图4中未示出)。增压器104(或中压压缩机)增大进入压缩机105中的空气的压力，并且便于由压缩机105生成较高压力比。在图4中所示的示例性实施例中，风扇和增压器由低压涡轮157驱动，并且高压压缩机由高压涡轮155驱动。
图4中示意性地示出的汽化器60安装在发动机10上或附近。汽化器60的功能中的一个在于将热能添加至低温燃料，如，液化天然气(LNG)燃料，从而升高其温度。在该背景下，汽化器用作换热器。汽化器60的另一个功能在于使低温燃料如液化天然气(LNG)燃料体积膨胀成气态用于随后燃烧。用于在汽化器60中使用的热(热能)可来自于推进系统100和飞行器系统5中的许多源中的一个或更多个。这些包括但不限于：(u)燃气涡轮排气，(ii)
压缩机中间冷却，(iii)高压和/或低压涡轮空隙控制空气，(iv)LPT管冷却寄生空气，(v)用于高压和/或低压涡轮中的冷却空气，(vi)润滑油，以及(vii)飞行器系统5中的机载航空电子装置、电子装置。来自汽化器的热还可从压缩机105、增压器104、中压压缩机(未示出)和/或风扇旁通空气流107(见图4)供应。图5中示出了使用来自压缩机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的一部分放出至汽化器60，如由图5中的项目3所示。低温液体燃料21(如，例如，LNG)进入汽化器60，其中来自空气流3的热传递至低温液体燃料21。在一个示例性实施例中，加热的低温燃料如先前在本文中所述地进一步膨胀，从而在汽化器60中产生气态燃料13。气态燃料13接着使用燃料喷嘴80(见图5)引入到燃烧器90中。从汽化器离开的冷却的空气流4可用于冷却其它发动机构件，如，燃烧器90结构和/或高压涡轮155结构。汽化器60中的换热器部分可具有已知设计，如，例如，壳管式设计、双管设计和/或翅片板设计。燃料112流动方向和汽化器60中的加热流体96方向(见图4)可为并流方向、逆流方向，或者它们可以以交叉流方式流动，以促进低温燃料与加热流体之间的有效热交换。
汽化器60中的热交换可以以直接方式在低温燃料与加热流体之间通过金属壁发生。图5示意性地示出了汽化器60中的直接换热器。图6a示意性地示出了示例性直接换热器63，其使用燃气涡轮发动机101的排出气体99的一部分97来加热低温液体燃料112。作为备选，汽化器60中的热交换可以以低温燃料与上文列出的热源之间的间接方式通过使用中间加热流体而发生。图6b示出了示例性汽化器60，其使用间接换热器64，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中所示的此类间接换热器中，中间加热流体68由来自燃气涡轮发动机101的排出气体99的一部分97加热。来自中间加热流体68的热接着传递至低温液体燃料112。图6c示出了用于汽化器60中的间接换热器的另一个实施例。在该备选实施例中，中间加热流体68由燃气涡轮发动机101的风扇旁通流107的一部分以及发动机排出气体99的一部分97加热。中间加热流体68接着加热低温液体燃料112。控制阀38用于控制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的示例性操作方法关于图7中示意性地示出的示例性飞行任务曲线描述如下。图7中示意性地示出的示例性飞行任务曲线示出了由字母标号A-B-C-D-E-...-X-Y等识别的飞行任务的各种部分期间的发动机功率设置。例如，A-B代表起动，B-C示出了地面怠速，G-H示出了起飞，T-L和O-P示出了巡航，等。在飞行器系统5的操作(见图7中的示例性飞行曲线120)期间，推进系统100中的燃气涡轮发动机101例如可在推进系统的操作的第一选择部分期间(如，例如，在起飞期间)使用第一燃料11。推进系统100可在推进系统的操作的第二选择部分期间(如，在巡航期间)使用第二燃料12，如，例如，LNG。作为备选，在飞行器系统5的操作的选择部分期间，燃气涡轮发动机101能够同时使用第一燃料11和第二燃料12两者来生成推进推力。第一燃料和第二燃料的比例可在双燃料推进系统100的操作的各种级期间视情况在0%到100%之间变化。
使用双燃料燃气涡轮发动机101操作双燃料推进系统100的示例性方法包括以下步骤：通过在燃烧器90中焚烧第一燃料11来起动飞行器发动机101(见图7中的A-B)，燃烧器90生成驱动发动机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，如，基于煤油的喷射燃料。在起动时，发动机101可产生足够的热气体，其可用于汽化第二燃料，如，例如，低温燃料。第二燃料12接着使用汽化器60中的热来汽化以形成气态燃料13。第二燃料可为低温液体燃料112，如，例如LNG。先前在本文中描述了示例性汽化器60的操作。气态燃料13接着使用燃料喷嘴80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中焚烧，燃烧器90生成驱动发动机中的燃气涡轮的热气体。引入燃烧器中的第二燃料的量可使用流动计量阀65控制。示例性方法还可包括在起动飞行器发动机之后停止第一燃料11的供应的步骤(如果期望)。
在操作双燃料飞行器燃气涡轮发动机101的示例性方法中，汽化第二燃料12的步骤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。如先前所述，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的压缩空气(例如，如图5中所示)。在方法的另一个实施例中，热气体从发动机的排气喷嘴98或排气流99供应(例如，如图6a中所示)。
操作双燃料飞行器发动机101的示例性方法可选可包括如下步骤：在飞行曲线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，如，例如图7中所示，以生成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，如，例如，液化天然气(LNG)。在以上方法中，在飞行曲线120(见图7)的不同部分期间改变第一燃料12和第二燃料13的比例的步骤可用于以经济且有效方式操作飞行器系统的优点。例如，这在其中第二燃料12的成本低于第一燃料11的成本的情形中是可能的。例如，在使用LNG作为第二燃料12并且使用基于煤油的液体燃料如Jet-A燃料作为第一燃料11时，这可为该情况。在操作双燃料飞行器发动机101的示例性方法中，使用的第二燃料12的量与使用的第一燃料的量的比例(比)可取决于飞行任务的部分在大约0%到100%之间变化。例如，在一个示例性方法中，使用的较廉价第二燃料(如，LNG)与使用的基于煤油的燃料的比例在飞行曲线的巡航部分期间为大约100%，以便使燃料成本最小化。在另一个实施例操作方法中，第二燃料的比例在需要更高推力水平的飞行曲线的起飞部分期间为大约50%。
操作上文所述的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控制引入到燃烧器90中的第一燃料11和第二燃料12的量的步骤。图4中示意性地示出了示例性控制系统130。控制系统130将控制信号131(S1)发送至控制阀135，以控制引入至燃烧器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)发送至控制阀65以控制引入至燃烧器90的第二燃料12的量。使用的第一燃料11与第二燃料12的比例可通过控制器134在0%到100%之间变化，控制器134编程成在飞行曲线120的不同飞行节段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合的发动机操作参数的反馈信号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，如，例如，全权数字电子控制(FADEC)357。在另一个示例性方法中，机械或流体力学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构架和策略适当地设计成实现飞行器系统5的经济操作。对增压泵52和(多个)高压泵58的控制系统反馈可经由发动机FADEC357或通过具有单独的控制系统的分布式计算来实现，该单独的控制系统可选可与发动机FADEC通信，或通过各种可用数据总线与飞行器系统5控制系统通信。
如例如图4中的项目130所示的控制系统可改变泵52,58的速度和输出，以保持横跨机翼7的指定压力用于安全目的(例如，大约30-40psi)，以及高压泵58下游的不同压力(例如，大约100到1500psi)，以保持系统压力高于LNG的临界点，并且避免两相流，并且通过在高压力和燃料密度下操作来减小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以下逻辑中的任一个或所有：(A)控制系统策略，其使低温燃料(如，例如，LNG)在起飞和/或处于高压缩机排出温度(T3)和/或涡轮入口温度(T41)的包络线中的其它点的使用最大化；(B)使低温燃料(如，例如，LNG)在任务中的使用最大化以使燃料成本最小化的控制系统策略；(C)仅对于高度再点火来使第一燃料(如，例如Jet-A)再点火的控制系统130,357；(D)执行仅为默认设置的依靠常规Jet-A的地面起动的控制系统130,357；(E)仅在任何非典型操纵期间默认Jet-A的控制系统130,357；(F)允许以任何比例的常规燃料(像，Jet-A)或低温燃料(如，例如LNG)的手动(飞行员命令)选择的控制系统130,357；(G)对于所有快速加速和减速使用100%常规燃料(像，Jet-A)的控制系统130,357。
本公开的系统构想出了使用联接于飞行器的发动机的发电机来生成电功率可升高发动机的比燃料消耗。根据本公开的至少一些方面的一些示例性实施例可便于使用单燃料和双燃料发动机中的低温燃料由飞行器上的废热的电功率生成。一些示例性实施例可提供电功率生成能力，而对比燃料消耗影响非常小。示例性实施例可结合任何类型的燃气涡轮飞行器发动机(例如，涡扇、涡轮喷气发动机、涡轮螺旋桨发动机、敞开转子，等)使用。
大体上，根据本公开的至少一些方面的一些示例性实施例可包括构造成以能量有效的方式使用于飞行器发动机的低温燃料(如，液化天然气)汽化的系统。一些示例性系统可构造成使用飞行器发动机系统中的废热源，如，润滑油泵、主发动机燃料泵、环境控制系统、防冰系统和/或电气系统。一些示例性系统可提供调制能力来改进能量回收和/或通过环境控制系统、防冰系统和/或电气系统的不同飞行阶段和飞行器负载状态中的各种发动机操作状态的构件和/或流体温度的控制。
根据本公开的至少一些方面的一些示例性实施例可包括载有燃料的换热器，其大致安装在主发动机外，这可降低它们对外来物体损坏的敏感性，如，飞鸟撞击和/或砂吸入。
根据本公开的至少一些方面的一些示例性实施例可包括发动机放出空气与天然气(例如，汽化的)之间的热交换，这可降低放出空气的温度。例如，降低温度的放出空气可用于冷却涡轮喷嘴和叶片。由放出空气放出的热中的至少一些可由天然气燃料拾取，这可使此类热中的至少一些返回到发动机热动力循环。
大体上，示例性系统可使用以下热源中的一个或更多个用于一种或更多种低温燃料(例如，LNG)的加热和/或汽化：(1)预冷器排气风扇放出空气，如，在其从飞行器环境控制系统和/或用于机翼和/或机舱(例如，压缩机排气压力和/或中间级压力)的防冰系统的发动机放气获得热之后；(2)流出主气体通路进入换热器中的调制的芯部发动机排气流，如，在发动机罩隔间中；和/或(3)发动机喷射燃料和/或润滑油，其可将热从燃料泵送和/或计量系统和/或发动机润滑油泵和/或轴承传送。
大体上，低温燃料如LNG从低温温度(例如，大约-260℉)的汽化可花费显著量能量(例如，关于商用运输飞行器在巡航时大约500千瓦)，并且/或者在使用主芯部排气流动通路中的直接汽化系统如换热器时可影响达到2%的发动机效率(甚至在低温燃料未使用并且产生对外来物体损坏的敏感性时具有压力损失)。其它系统可使用直接发动机放气(例如，CDP)来加热和汽化LNG，但其可强加大约3%的循环效率损失。根据本公开的一些示例性系统可通过使用发动机和/或飞行器中的废热源来提供能量节省，同时避免直接排气热交换系统的损失或使用其它能源，如主发动机放气。
一些示例性实施例可提供一些备选汽化途径内的发动机水平下的大约2%到大约3%的燃料效率优点。相比于并入安装在主发动机内的燃料换热器的系统，一些示例性实施例可提供对外来物体损坏和/或其潜在效果(如，燃料泄漏)的减少的暴露。由于热区段冷却空气温度的降低，故一些示例性实施例可有助于降低发动机热区段的维护成本。
本公开构想出了一些双燃料系统可使用直接芯部排气热，并且/或者可使用CDP放出空气来加热和/或汽化LNG/低温燃料。一些此类途径可与大约2%到大约3%的发动机循环效率损失相关联。
图8为根据本公开的至少一些方面的用于汽化低温燃料的示例性系统400的框图。风扇空气402、中压("IP")压缩机放出空气404和/或压缩机排气压力("CDP")放出空气406可从燃气涡轮发动机408(例如，风扇发动机)引导至环境控制系统("ECS")空气预冷器410。IP空气404可流过止回阀412，其构造成防止CDP空气406回流，和/或压力调节关闭阀("PRSOV")414到达ESC空气预冷器410。CDP空气406可流过高压关闭阀("HPSOV")416和/或PRSOV414以到达ECS空气预冷器410。HPSOV416可按期望开启或关闭，以便在各种发动机操作条件下提供期望的放出空气流和/或压力。PRSOV414可调制和/或防止空气流穿过其。
ECS预冷器410可构造成将来自IP放出空气404和/或CDP放出空气406的热传递至风扇空气402流。冷却空气418可提供至各种飞行器("A/C")系统，如，ECS和/或机舱和/或机翼防冰系统。加热的风扇空气420可供应至第一液化天然气("LNG")换热器("HX")1(指示为422)并且/或者接着可排出。LNG HX1 422可构造成将热从加热的风扇空气420传递至流过其的LNG。
在根据本公开的至少一些方面的一些示例性实施例中，芯部排气放出空气424可经由芯部排气放气阀428选择性地供应至第二LNG HX2(指示为426)，并且/或接着可排出(例如，至环境)。LNG HX2 426可构造成将热从芯部排气放出空气424传递至流过其的LNG。
在一些示例性实施例中，LNG(和/或一种或更多种其它低温燃料)可从飞行器(例如，飞行器储存箱和/或泵等)流过LNG HX1 422和/或流过LNG HX2 426，如，以串流关系。在穿过LNG HX1 422和/或LNG HX2 426之后，天然气可供应(经由指示的路径430)至燃料-燃料冷却器和/或气体燃料喷嘴，如下文参照图9所论述。在一些示例性实施例中，离开LNG HX2 426的天然气可为大约0℉到大约40℉，并且/或者可汽化。汽化可在LNG HX1 422和/或LNG HX2 426中发生。
温度传感器1432可布置成测量从LNG HX1 422流至LNG HX2 426的LNG的温度。温度传感器2 434可布置成测量芯部排气放出空气424的温度。温度传感器3 436可布置成测量从LNG HX2 426流动的天然气的温度。
数字电子控制器("DEC")438可操作性地联接于温度传感器1 432、温度传感器2434和/或温度传感器3436，以接收测量温度和/或按照测量温度作用。DEC 438可操作性地联接来引导芯部排气放气阀428的操作和/或确定其位置。例如，如果期望增加至LNG的热传递，则芯部排气放气阀428可沿开启方向操作以增加芯部排气放气流。如果期望减少至LNG的热传递，则芯部排气放气阀428可沿关闭方向操作，以减少芯部排气放气流。
图9为根据本公开的至少一些方面的用于汽化低温燃料的示例性系统500的框图。来自LNG HX2 430的天然气可通过燃料-燃料冷却器(FFC)504供应至一个或更多个燃料喷嘴，如，与燃气涡轮发动机相关联的双燃料(例如，JP(喷射)燃料和天然气)喷嘴522,556。紧急关闭阀("ESV1")552可流体地设置在FFC504的下游。气体计量阀("GMV")550可流体地设置在ESV1 552的下游。GMV550可由GMV伺服系统503操作，GMV伺服系统503可设置在燃料分配单元502内，并且/或者可操作性地联接于数字发动机控制器506。GMV550可调制天然气至燃料喷嘴556的流动。
在一些示例性实施例中，来自飞行器510(例如，箱和/或泵)的喷射燃料可流至主燃料泵512，其可将加压燃料供应至流体力学燃料控制或计量单元514。燃料可从流体力学燃料控制或计量单元514流至FFC504的喷射燃料侧。燃料质量流速("WF")传感器515可构造成测量喷射燃料至FFC504的流动，并且/或者可操作性地联接于数字发动机控制器506。流体力学燃料控制或计量单元514可构造成将加压燃料供应至可变定子导叶("VSV")促动器和/或可变放气阀("VBV")促动器。
在FFC504中，喷射燃料可将热传递至流过其的天然气430。喷射燃料接着可流至燃料分流阀(FSV)520，其可构造成在主燃料泵(经由可选的空气冷却器)和/或燃料喷嘴522之间引导流动。燃料分流阀520可操作性地联接于数字发动机控制器506。数字发动机控制器506可引导燃料分流阀520的操作，以调制发送至燃料喷嘴522的喷射燃料的量和/或再循环的喷射燃料的量。
进入FFC504的喷射燃料的温度可由"燃料温度1"传感器521测量，并且/或者离开FFC504的燃料的温度可由"燃料温度2"传感器523测量。数字发动机控制器506可构造成接收各种输入566，包括但不限于N2(高压卷轴转速)、环境压力("Po")、燃料质量速率和/或超速保护双燃料模式。数字电子控制可构造成接收LNG喷射燃料比输入567。基于一个或更多个输入566,567，数字电子控制器506可引导燃料分流阀520和/或GMV550的操作，以提供喷射燃料和/或天然气的期望的流速和/或温度。
本文中所述的实施例可适用于在用于飞行器的发动机中使用低温燃料来生成废热。上文所述的实施例可提供各种功能益处和特征。例如，上述方法和设备能够使用废热，即，在其它情况下将弃置而不进一步使用的热，并且施加热来在燃烧之前使低温燃料汽化。通过使用例如与直接汽化系统(如，主芯部排气流动通路中的换热器)相对的废热，系统能够将发动机效率提高达到2%。此外，通过使用具有多个热源的多个换热器，废热的总和可用于完全汽化低温燃料。作为备选，如所述，某些换热器可按需要启用或停用来提供足够的汽化热。设想出上述系统的附加效率。
此外，通过使用废热源和从主芯部排气流动通路除去汽化系统，汽化系统可受到更好保护而免于外来物体危险，并且/或者不易受外来物体危险。
上述系统的又一个优点在于燃料汽化系统可使用和除去来自发动机的罩隔间的废热，并且因此降低下罩温度。下罩温度的降低可直接地有助于改进安装在该罩隔间中的各种构件的可靠性。
此外，构想出的是，依靠LNG对喷射燃料操作飞行器发动机可由于LNG对喷射燃料的较低成本而节省30%或更多的操作成本。此外，上述实施例包括从单燃料系统升级到双燃料系统的简化途径，这可节省与控制开发、测试和发动机验证相关联的相当大成本。另外，对于一些示例性实施例，航空发动机燃料焚烧或比燃料消耗影响(例如，大约百分之0.5到百分之1)可由于不添加冷却系统而避免，该冷却系统不利于发动机循环和重量。上述实施例可结合商用运输飞行器、军用加油飞行器和/或军用运输飞行器使用。例如，一些实施例可结合升级系统使用，该升级系统构造成安装在目前构造成仅以喷射燃料操作的飞行器上。
在并未描述的程度上，各种实施例的不同特征和结构可按期望与彼此组合使用。一个特征可不在所有实施例中示出并不意味着看成可不，而是为了简化描述而这样做。因此，不同实施例的各种特征可按期望混合和匹配来形成新的实施例，而不论是否明确描述新的实施例。本文中所述的特征的所有组合或置换由本公开覆盖。
该书面的描述使用实例以公开本发明(包括最佳模式)，并且还使本领域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并且执行任何并入的方法)。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它实例。如果这些其它实例具有不与权利要求的字面语言不同的结构元件，或者如果这些其它实例包括与权利要求的字面语言无显著差别的等同结构元件，则这些其它实例意图在权利要求的范围内。

Claims (14)

1. 一种针对飞行器生成废热在发动机中使用低温燃料的方法，所述方法包括：
供应液体低温燃料用于在所述发动机中燃烧；以及
利用来自所述飞行器的所述废热使所述液体低温燃料汽化来在所述发动机中燃烧之前由所述液体低温燃料形成汽化燃料。
2. 根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述方法还包括在所述发动机中燃烧所述汽化低温燃料。
3. 根据权利要求1所述的方法，其特征在于，利用来自所述飞行器的废热使所述液体低温燃料汽化包括使所述废热和所述液体低温燃料穿过换热器来以所述废热加热所述液体低温燃料。
4. 根据权利要求3所述的方法，其特征在于，使所述废热穿过所述换热器包括使多个废热源穿过所述换热器。
5. 根据权利要求3所述的方法，其特征在于，使所述废热和液体低温燃料穿过所述换热器包括使所述废热和液体低温燃料穿过多个换热器。
6. 根据权利要求5所述的方法，其特征在于，使所述废热穿过所述多个换热器包括使不同的废热源穿至所述多个换热器中的不同换热器。
7. 根据权利要求6所述的方法，其特征在于，使所述废热穿过多个换热器还包括使所述液体低温燃料穿过第一换热器，使得所述第一换热器将所述燃料加热至低于所述燃料汽化温度的温度，并且使所述液体低温燃料从所述第一换热器穿至第二换热器使得所述第二换热器使所述燃料汽化，并且其中如果单个换热器不能使所述燃料汽化，则使所述液体低温燃料穿过两个换热器发生。
8. 根据权利要求1所述的方法，其特征在于，以所述废热使所述液体低温燃料汽化还包括从以下中的至少一个提供废热：发动机油、喷射燃料、油泵送或计量系统、发动机轴承、发动机放出空气、排气放出空气、环境控制系统预冷器排出空气、飞行器环境控制系统、防冰系统、压缩机排气压力、中压压缩机压力或发动机热。
9. 根据权利要求1所述的方法，其特征在于，以所述废热使所述液体低温燃料汽化还包括从与以下中的至少一个相关联的换热器提供废热：压缩机放出空气、风扇放出空气、发动机芯部罩歧管、排气系统、环境控制系统预冷器排出空气。
10. 一种用于具有发动机的飞行器的燃料汽化系统，所述燃料汽化系统包括：
具有呈液态形式的低温燃料的低温燃料储存器；
来自所述飞行器的废热源；以及
换热器，其与所述低温燃料储存器和所述发动机流体地联接并且与所述热源热联接；
其中所述换热器构造成通过以由所述废热源生成的热加热所述液体低温燃料来使所述液体低温燃料汽化，用于在所述发动机中燃烧。
11. 根据权利要求10所述的燃料汽化系统，其特征在于，所述废热源包括放出空气换热器，其接收压缩放出空气和风扇放出空气来以所述风扇放出空气冷却所述压缩放出空气。
12. 根据权利要求10所述的燃料汽化系统，其特征在于，所述换热器或废热源中的至少一个分别包括多个热交换或多个废热源。
13. 根据权利要求12所述的燃料汽化系统，其特征在于，所述多个热交换中的至少一些热联接于所述多个废热源中的不同废热源。
14. 根据权利要求13所述的燃料汽化系统，其特征在于，所述废热源包括以下中的至少一个：发动机油、喷射燃料、油泵送或计量系统、发动机轴承、发动机放出空气、排气放出空气、环境控制系统预冷器排出空气、飞行器环境控制系统、防冰系统、压缩机排气压力、中间压缩机压力或发动机热。
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