CN105074167A - 用于在飞机中传送燃料的低温燃料系统和方法 - Google Patents

用于在飞机中传送燃料的低温燃料系统和方法 Download PDF

Info

Publication number
CN105074167A
CN105074167A CN201380074069.2A CN201380074069A CN105074167A CN 105074167 A CN105074167 A CN 105074167A CN 201380074069 A CN201380074069 A CN 201380074069A CN 105074167 A CN105074167 A CN 105074167A
Authority
CN
China
Prior art keywords
fuel
pump
low temp
section
turbine
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
CN201380074069.2A
Other languages
English (en)
Inventor
D.M.卡马斯
T.J.布奇霍尔兹
M.M.巴拉迪
M.J.埃普斯泰恩
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
General Electric Co
Original Assignee
General Electric Co
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by General Electric Co filed Critical General Electric Co
Publication of CN105074167A publication Critical patent/CN105074167A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D37/00—Arrangements in connection with fuel supply for power plant
    • B64D37/30—Fuel systems for specific fuels
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
    • F02C3/20—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid using a special fuel, oxidant, or dilution fluid to generate the combustion products
    • F02C3/22—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid using a special fuel, oxidant, or dilution fluid to generate the combustion products the fuel or oxidant being gaseous at standard temperature and pressure
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C6/00—Plural gas-turbine plants; Combinations of gas-turbine plants with other apparatus; Adaptations of gas-turbine plants for special use
    • F02C6/04—Gas-turbine plants providing heated or pressurised working fluid for other apparatus, e.g. without mechanical power output
    • F02C6/06—Gas-turbine plants providing heated or pressurised working fluid for other apparatus, e.g. without mechanical power output providing compressed gas
    • F02C6/08—Gas-turbine plants providing heated or pressurised working fluid for other apparatus, e.g. without mechanical power output providing compressed gas the gas being bled from the gas-turbine compressor
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/22—Fuel supply systems
    • F02C7/224—Heating fuel before feeding to the burner
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/22—Fuel supply systems
    • F02C7/236—Fuel delivery systems comprising two or more pumps
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
    • F02C9/26—Control of fuel supply
    • F02C9/40—Control of fuel supply specially adapted to the use of a special fuel or a plurality of fuels
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Filling Or Discharging Of Gas Storage Vessels (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

一种用于飞机的低温燃料系统以及一种用于将燃料系统中的燃料传送至涡轮发动机的方法，飞机具有涡轮发动机，其具有压缩机部段和燃烧室，这种低温燃料系统包括用于储存低温燃料的箱、可操作地将箱联接到燃烧室上的供给线路以及泵，泵将箱联接到供给线路上，从而在高压下抽送低温燃料穿过供给线路，其中泵可操作地联接在压缩机上，使得涡轮发动机的运行驱动泵。

Description

用于在飞机中传送燃料的低温燃料系统和方法
相关申请的交叉引用
本申请要求享有于2012年12月28日提交的美国临时申请No.61/747,169的权益，其通过引用而完整地结合在本文中。
技术领域
这里所述的技术总地涉及飞机系统，更具体地说，涉及在航空燃气涡轮发动机中利用双燃料的飞机系统和运行它的方法。
背景技术
某些低温燃料例如液化天然气(LNG)可能比传统的喷气燃料更为便宜。目前在传统燃气涡轮应用中冷却的方法使用了压缩空气或传统的液体燃料。用于冷却的压缩机空气的使用可能降低了发动机系统的效率。
因此，需要具有在航空燃气涡轮发动机中利用双燃料的飞机系统。需要的是具有这样的飞机系统，其可被航空燃气涡轮发动机推进，航空燃气涡轮发动机可利用传统的喷气燃料和/或更便宜的低温燃料例如液化天然气(LNG)进行操作。需要的是在航空燃气涡轮构件和系统中具有更有效的冷却。需要的是改善效率和降低发动机中的比燃料消耗，从而降低操作费用。需要的是具有利用双燃料的航空燃气涡轮发动机，其可凭借较低的温室气体(CO2)、氮氧化物-NOX、一氧化碳-CO、未燃烧的碳氢化合物和烟尘而减少环境影响。
发明内容
一方面，本发明的一个实施例涉及一种用于飞机的低温燃料系统，飞机具有涡轮发动机，其具有压缩机部段和燃烧室，低温燃料系统包括用于储存低温燃料的箱、可操作地将箱联接到燃烧室上的供给线路以及泵，泵将箱联接到供给线路上，从而在高压下抽送低温燃料穿过供给线路，其中泵可操作地联接在压缩机上，使得涡轮发动机的运行驱动泵。
另一方面，本发明的一个实施例涉及一种用于将燃料系统中的燃料传送到具有燃烧部段和压缩机部段的涡轮发动机的方法，其包括利用涡轮泵对提供给涡轮发动机的燃烧部段的燃料进行加压，涡轮泵由来自涡轮发动机的压缩机排出压力进行驱动。
附图说明
通过参照结合附图所做的以下描述可最佳地理解这里所述的技术，其中：
图1是一种示例性的飞机系统的等距视图，其具有双燃料推进系统；
图2显示了一个示例性的加压系统实施例；
图3是一种示例性的燃料传送/分配系统；
图3a是一种示例性的低温燃料的示意性的压力-焓图中的示例性的操作路径；
图4是示意图，其显示了燃料箱的示例性布置和示例性的蒸发物用途；
图5是一种示例性的双燃料飞机燃汽涡轮发动机的示意性的横截面图，其具有燃料传送和控制系统；
图6是一种示例性的双燃料飞机燃气涡轮发动机的一部分的示意性的横截面图，其显示了示意性的热交换器；
图7a是一种示例性的直接热交换器的示意图；
图7b是一种示例性的间接热交换器的示意图；
图7c是另一示例性的间接热交换器的示意图；且
图8是用于该飞机系统的示例性飞行任务分布的示意图。
具体实施方式
参照这里的附图，相同的标号表示遍及不同视图的相同的元件。
图1显示了根据本发明的一个示例性实施例的飞机系统5。示例性的飞机系统5具有机身6和连接在机身上的机翼7。飞机系统5具有推进系统100，其产生了飞行中推进飞机系统所需要的推力。虽然在图1中显示推进系统100连接在机翼7上，但是在其它实施例中，其可联接在飞机系统5的其它部件，例如尾部部分16上。
示例性的飞机系统5具有燃料存储系统10，其用于储存用于推进系统100中的一种或多种类型的燃料。图1中所示的示例性的飞机系统5使用两种类型的燃料，其将在下面进行进一步地解释。因此，示例性的飞机系统5包括能够储存第一燃料11的第一燃料箱21和能够储存第二燃料12的第二燃料箱22。在图1所示的示例性的飞机系统5中，至少第一燃料箱21的一部分定位在飞机系统5的机翼7中。在图1所示的示例性的实施例中，第二燃料箱22定位在飞机系统的机身6中，靠近机翼联接机身的位置。在备选实施例中，第二燃料箱22可定位在机身6或机翼7中的其它合适的位置。在其它实施例中，飞机系统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可定位在飞机系统的机身的后部部分中，例如图1中示意性地所示。
如本文后面进一步所述，图1中所示的推进系统100是一种双燃料推进系统，其能够通过利用第一燃料11或第二燃料12，或者利用第一燃料11和第二燃料12而产生推力。示例性的双燃料推进系统100包括燃气涡轮发动机101，其能够选择性地利用第一燃料11或第二燃料2l，或者在选定的比例下利用第一燃料和第二燃料而产生推力。第一燃料可为传统的液体燃料，例如基于煤油的喷气燃料，例如本领域中已知的Jet-A、JP-8或JP-5或其它已知的类型或级别。在这里所述的示例性的实施例中，第二燃料12是低温燃料，其储存在非常低的温度下。在这里所述的一个实施例中，低温的第二燃料12是液化天然气(或者这里被称为“LNG”)。低温的第二燃料12储存在低温的燃料箱中。例如，液化天然气在大约15psia绝对压力下在大约–265℉下储存在第二燃料箱22中。燃料箱可由已知的材料，例如钛、因科镍合金、铝或复合材料制成。
图1中所示的示例性的飞机系统5包括燃料传送系统50，其能够将燃料从燃料存储系统10传送给推进系统100。已知的燃料传送系统可用于传送传统的液体燃料，例如第一燃料11。在这里所述且图1和图3所示的示例性的实施例中，燃料传送系统50配置为通过运输低温燃料的管道54将低温液体燃料，例如液化天然气传送给推进系统100。为了在传送期间基本保持低温燃料的液体状态，至少燃料传送系统50的管道54的一部分是隔热的，并且配置成运输加压的低温液体燃料。在某些示例性的实施例中，至少管道54的一部分具有双壁结构。管道可由已知的材料，例如钛、因科镍合金、铝或复合材料制成。
图1中所示的飞机系统5的示例性实施例还包括燃料电池系统400，其包括能够利用至少第一燃料11或第二燃料12的其中一种燃料而产生电功率的燃料电池。燃料传送系统50能够将燃料从燃料存储系统10传送给燃料电池系统400。在示例性的实施例中，燃料电池系统400利用双燃料推进系统100所使用的一部分低温燃料12来发电。
在燃气涡轮应用中利用低温燃料的其中一个挑战是需要在较高的压力下将燃料注入到喷气发动机101的燃烧部段中，该压力高于从燃气涡轮的压缩机部段进入燃烧器或燃烧部段中的空气压力。在燃料和空气之间的压力差需要足够高，以克服跨越从燃料箱至燃料喷嘴的燃料线路中的所有构件，以及跨越燃料喷嘴的压力降，从而确保恰当的化学计量的燃料空气比以及避免回流。低温燃料可以各种方式进行加压，包括：1)加热箱内的燃料并容许其在箱中蒸发，这对箱中的燃料进行加压；2)利用电驱动的泵对箱下游的燃料进行加压；3)利用涡轮泵，其通过压缩机排出压力而对燃料进行加压。在减少复杂性、重量和外部功率要求方面，利用涡轮泵带来显著的优点。
图2显示了用于飞机5的低温燃料系统500，飞机5具有涡轮发动机506，其具有压缩机部段和燃烧室。低温燃料系统包括用于储存低温燃料的箱515、可操作地将箱515联接到燃烧室上的供给线路514以及泵502，泵502将箱515联接到供给线路514上，从而在高压下抽送低温燃料穿过供给线路514。泵502可操作地联接在504所示的压缩机上，使得喷气发动机的运行驱动泵502。
更具体地说，低温燃料系统500可利用涡轮泵技术对燃气涡轮应用中的低温燃料进行加压。如图所示，设想涡轮发动机506可配置为由第一燃料和第二燃料来加注燃料，并且可包括燃烧器部段和压缩机部段。例如，用于将第一燃料从第一燃料箱532传送给涡轮发动机506的第一燃料系统530已经与第二燃料系统或低温燃料系统500一起进行了显示。
泵502可将第二燃料加压至较高的压力下，该压力高于从涡轮发动机506的压缩机部段进入涡轮发动机506的燃烧部段的空气压力。更具体地说，泵502可为涡轮泵502，其具有涡轮部段510和离心泵部段512。虽然涡轮泵502在这里将参照离心泵部段512进行描述，但是应该懂得，在涡轮泵502中可利用任何合适的泵部段，包括往复泵、螺旋泵、叶片泵、齿轮泵等等。所利用的泵部段的类型可能依赖于抽送的具体流体而变化。
如图所示，涡轮部段510可在流体方面联接在涡轮发动机506的压缩机部段上，如504处所示，使得涡轮泵502可利用由燃气涡轮506的压缩机排出压力进行加压的空气来驱动。通过涡轮泵502的涡轮部段510的加压空气的膨胀将驱动离心泵部段512，实现其旋转，使得离心泵部段512对低温燃料系统500中的液体低温燃料进行加压。通过这种方式，涡轮泵502利用了来自由压缩机排出压力放出的加压空气的机械能。这种机械能则驱动离心泵部段512，其连接在与涡轮部段510中的空气涡轮相同的轴上，从而对液体低温燃料进行加压。低温燃料必须处于足够高的压力下，以克服跨越涡轮泵502直至燃料喷嘴518的线路中所有构件的压力降以及跨越燃料喷嘴518至燃烧器中的压力差。
为了确保离心泵部段512不会产生气穴，可将小泵520安装在涡轮泵502的上游，以增加燃料压力，并为流体饱和点提供余量。泵520可将箱515在流体方面联接到涡轮泵502的离心泵部段512上，从而提高传送给涡轮泵502的离心泵部段512的低温燃料的压力。泵520可为小型电动驱动的加压泵或进料泵。泵520可能备选地由其它机械方法而非电动机来驱动。或者，可利用其它方法来避免气穴现象，包括增加箱的压力或吸入线路上的低温燃料压头，冷却箱外部的燃料，或者在饱和点以下操作箱。
空气阀522可在流体方面联接在压缩机部段和涡轮泵502之间。来自压缩机的空气流向涡轮泵502，如504所示，空气流可利用空气阀522来调节；流向涡轮泵502的空气的调节则可控制低温燃料的体积流速。
应该懂得，任何合适的涡轮泵502都可加以利用。备选涡轮泵502可利用燃料与压缩机排出压力空气的分级燃烧，或者全气体发生器概念，以替代泵的涡轮膨胀器部段。利用分级燃烧或全气体发生器可能增加了涡轮部段的复杂性，但在全流量条件下可能导致操作涡轮泵502所需要的压缩机排出的压力空气的量减少。另外，电动机/发电机可结合在与涡轮泵502相同的轴上，以便提取来自涡轮泵502的电功率，或者使用电功率，从而减少从燃气涡轮压缩机中提取的压缩机排出的压力空气的量。除了旋转式涡轮泵之外，泵或涡轮部段，或者两者都可被往复式活塞或其它机械装置所替代，从而从加压流体提取能量或者将压力施加于流体上。
上面示例性的系统可用于将低温燃料系统中的低温燃料传送给具有燃烧部段和压缩机部段的喷气发动机的方法。该方法可包括利用由来自喷气发动机的压缩机排出压力所驱动的涡轮泵对提供给喷气发动机的燃烧部段的低温燃料进行加压。提供给燃烧部段的低温燃料可被涡轮泵加压至的较高的压力，其高于从喷气发动机的压缩机部段进入到喷气发动机的燃烧部段中的空气压力。此外，在低温燃料被涡轮泵加压之前，低温燃料可进行预加压。此外，从喷气发动机至涡轮泵的压缩机排气流可进行调节。此外，应该懂得，利用涡轮泵和高压压缩机对燃气涡轮的排气进行燃料加压的应用并不局限于液化天然气类型的燃料。这种系统和方法还可供其它类型的燃料使用，例如Jet-A、天然气、生物燃料等等。
上述实施例提供了各种好处，包括利用空气涡轮驱动离心泵部段，允许泵在高转速下操作以取得最佳的泵效率。利用涡轮泵技术作为增加低温燃料压力的一种方法以替代加压的箱或电动泵存在显著的技术优点和商业优点。同加压的箱相比，涡轮泵不太复杂，减少了涉及高压燃料箱的安全性风险，减少了箱加热器的要求，并且极大地减少了箱的重量，因为在低压下需要较少的结构加强件。同电动驱动泵相比，涡轮泵不需要外部电源；泵可在较高的速度下操作，以达到最佳效率，并且容许在不需要复杂的功率电子器件的条件下进行燃料流速调节。另外，涡轮泵具有显著少的重量，并占用较少的空间。紧凑的涡轮泵的尺寸和重量容许涡轮泵安装在发动机上，减少了需要在泵和发动机喷嘴之间延伸的加压燃料线路的长度。较短的加压燃料线路存在安全性以及重量优点。
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而产生推力。图5是示例性的燃气涡轮发动机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还包括高压蒸汽涡轮155、低压蒸汽涡轮157和增压器104。示例性的燃气涡轮发动机101具有风扇103，其产生至少一部分推力。发动机101具有进气侧109和排气侧110。风扇103和涡轮157通过第一转子轴114而联接在一起，并且压缩机105和涡轮155通过第二转子轴115而联接在一起。在某些应用中，例如图5中所示，风扇103的叶片组件至少部分地定位在发动机外壳116中。在其它应用中，风扇103可形成“开放转子”的一部分，在这种情况下没有外壳包围风扇叶片组件。
在操作期间，空气在与穿过发动机101的中心轴线15基本平行的方向上沿轴向流过风扇103，并且将压缩空气供给高压压缩机105。高度压缩的空气输送至燃烧器90中。来自燃烧器90的热气体(图5中未显示)驱动涡轮155和157。涡轮157通过轴114驱动风扇103，并且类似地，涡轮155通过轴115驱动压缩机105。在备选实施例中，发动机101可具有额外的压缩机，有时在本领域中被称为中压压缩机，其被另一涡轮级(图5中未显示)驱动。
在飞机系统5的操作期间(参见图8中所示的示例性的飞行分布)，燃气涡轮发动机101在推进系统100中可在推进系统的第一选定操作部分期间使用例如第一燃料11，例如在起飞期间。推进系统100可在推进系统的第二选定操作部分期间，例如在巡航期间使用第二燃料12，例如液化天然气。或者，在选定的飞机系统5的操作部分期间，燃气涡轮发动机101能够同时利用第一燃料11和第二燃料12而产生推力。第一燃料和第二燃料的比例可在推进系统的各种操作阶段，在0%至100%之间根据情形而变化。
这里所述的飞机和发动机系统能够利用两种燃料进行操作，其中之一可为低温燃料，例如液化天然气(LNG)，另外一种是传统的基于煤油的喷气燃料，例如Jet-A、JP-8、JP-5或全世界可获得相似级别的燃料。
Jet-A燃料系统类似于传统的飞机燃料系统，除了燃料喷嘴之外，其能够按0-100%的比例对燃烧器点燃Jet-A和低温/LNG。在图1所示的实施例中，LNG系统包括燃料箱，其可选地包含以下特征：(i)排气线路，其具有合适的止回阀，以保持箱中规定的压力；(ii)用于液体低温燃料的排泄线路；(iii)评估存在于箱中的低温(LNG)燃料的温度、压力和体积的计量能力或其它测量能力；(iv)定位在低温(LNG)箱中或可选地定位在箱外部的增压泵，其增加了低温(LNG)燃料的压力，以便将其运输至发动机；和(iv)可选的低温冷却器，以便使箱无限期地保持在低温温度下。
燃料箱将优选在大气压下或接近大气压下操作，但可在0至100psig的范围内操作。燃料系统的备选实施例可包括高的箱压力和温度。从箱和增压泵延伸至发动机挂架的低温(LNG)燃料线路可具有以下特征：(i)单壁或双壁结构；(ii)真空隔热或低热导率材料隔热；和(iii)可选的低温冷却器，从而使LNG流再循环回至箱中，而无需加热LNG箱。低温(LNG)燃料箱可定位在飞机中，其中传统的Jet-A辅助燃料箱定位在现有系统，例如定位在前货舱或后货舱中。或者，低温(LNG)燃料箱可定位在中心机翼燃料箱位置。利用低温(LNG)燃料的辅助燃料箱可经过设计，使得如果在延长的时间周期不使用低温(LNG)燃料时可除去辅助燃料箱。
高压泵可定位在挂架中或发动机上，从而将低温(LNG)燃料的压力升高至足以将燃料注入到燃气涡轮燃烧器中的水平。泵可使LNG/低温液体的压力升高或不升高至低温(LNG)燃料的临界压力(Pc)以上。这里被称为“蒸发器”的热交换器可安装在发动机上或其附近，热交换器为液化天然气燃料添加热能，升高温度，并使低温(LNG)燃料发生体积膨胀。来自蒸发器的热量(热能)可来自许多来源。这些包括但不局限于：(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、散热片板等等，并可以同流、反流或交叉流方式流动。热交换可按照与上述热源直接或间接接触的方式而发生。
控制阀定位在上述蒸发器/热交换单元的下游。控制阀的目的是在跨越与燃气涡轮发动机操作相关联的操作条件的范围内计量流量，使之达到燃料歧管中规定的水平。控制阀的辅助目的是用作背压调节器，从而将系统压力调节至低温(LNG)燃料的临界压力之上。
燃料歧管定位在控制阀的下游，其用于将气态燃料均匀地分配至燃气涡轮燃料喷嘴。在某些实施例中，歧管可选地用作热交换器，将热能从核心机罩舱或其它热环境传送至低温/LNG/天然气燃料中。当气态燃料系统不运转时，吹扫歧管系统可选地与燃料歧管一起使用，以用压缩机空气(CDP)吹扫燃料歧管。这将防止热气体由于周围压力变化而被吸入到气态燃料喷嘴中。可选地，位于燃料喷嘴中或其附近的止回阀可防止热气体的吸入。
这里所述系统的一个示例性的实施例可进行如下操作：低温(LNG)燃料在大约15psia和大约-265℉下定位于箱中。其被定位在飞机上的增压泵增压至大约30psi。液体低温(LNG)燃料通过隔热的双壁管道跨越机翼而流向飞机挂架，在此处其被跃迁至高达大约100至1500psia，并且可高于或低于天然气/甲烷的临界压力。低温(LNG)燃料然后传送至蒸发器，在此处使其体积膨胀至气体。蒸发器可定制尺寸，以使马赫数和相对应的压力损失保持较低。气态天然气然后通过控制阀进行计量，并进入燃料歧管和燃料喷嘴中，在此处使其在标准航空燃气涡轮发动机系统中进行燃烧从而为飞机提供推力。随着循环条件变化，增压泵中的压力(大约例如30psi)和HP泵中的压力(大约例如1000psi)保持在大致恒定的水平。流量受到计量阀的控制。流量变化结合恰当尺寸的燃料喷嘴导致了歧管中有可接受的变化压力。
示例性的飞机系统5具有燃料传送系统，其用于从存储系统10传送一种或多种类型的燃料，以用于推进系统100。对于传统的液体燃料，例如基于煤油的喷气燃料，可使用传统的燃料传送系统。这里所述和图3及图4中示意性地所示的示例性的燃料传送系统包括用于飞机系统5的低温燃料传送系统50。图3中所示的示例性的燃料系统50包括低温燃料箱122，其能够储存低温液体燃料112。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。在示例性的燃料系统50中，低温液体燃料112，例如LNG处于第一压力“P1”下。压力P1优选接近大气压，例如15psia。
示例性的燃料系统50具有增压泵52，使其与低温燃料箱122保持流连通。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中除去一部分低温液体燃料112，并增加其压力至第二压力“P2”，并使其流入到机翼供给管道54中，机翼供给管道54定位在飞机系统5的机翼7中。压力P2经过选择，使得液体低温燃料在供给管道54中流动期间保持其液体状态(L)。压力P2可在大约30psia至大约40psia的范围内。基于利用已知方法所进行的分析，对于LNG，发现30psia是合适的。增压泵52可定位在飞机系统5的机身6中的合适位置。或者，增压泵52可定位在靠近低温燃料箱122的位置。在其它实施例中，增压泵52可定位在低温燃料箱122的内部。为了在传送期间基本保持低温燃料的液体状态，至少机翼供给管道54的一部分是隔热的。在某些示例性的实施例中，至少管道54的一部分具有双壁结构。管道54和增压泵52可利用已知的材料，例如钛、因科镍合金、铝或复合材料来制成。
示例性的燃料系统50具有高压泵58，其与机翼供给管道54保持流连通，并且能够接收由增压泵52供给的低温液体燃料112。高压泵58将液体低温燃料(例如LNG)的压力增加至第三压力“P3”，其足以将燃料注入到推进系统100中。压力P3可在大约100psia至大约1000psia的范围内。高压泵58可定位在飞机系统5或推进系统100中的合适位置。高压泵58优选定位在飞机系统5的挂架55中，挂架55支撑推进系统100。
如图3中所示，示例性的燃料系统50具有蒸发器60，其用于将低温液体燃料112填充到气态(G)燃料13中。蒸发器60接收高压低温液体燃料，并为低温液体燃料(例如LNG)添加热量(热能)，从而升高其温度，并使之发生体积膨胀。热量(热能)可从推进系统100的一个或多个来源中来供给。例如，用于在蒸发器中蒸发低温液体燃料的热量可从一个或多个若干来源中得到供给，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、飞机系统航空电子设备/电子器件或推进系统100中的任何热源。由于发生在蒸发器60中的热交换原因，蒸发器60或者可称为热交换器。蒸发器60的热交换器部分可包括壳管式热交换器或双管式热交换器或散热片-板式热交换器。在蒸发器中流动的热流体和冷流体可为同流、反流或交叉流类型。在蒸发器中的热流体和冷流体之间的热交换可直接通过壁或间接地利用中间工作流体而发生。
低温燃料传送系统50包括流量计量阀65(“FMV”，也被称为控制阀)，其与蒸发器60和歧管70保持流连通。流量计量阀65定位在上述蒸发器/热交换单元的下游。FMV(控制阀)的目的是在跨越与燃气涡轮发动机操作相关联的操作条件的范围内计量燃料流量，使之达到燃料歧管70中规定的水平。控制阀的辅助目的是用作背压调节器，从而将系统压力调节至低温燃料，例如LNG的临界压力之上。流量计量阀65接收从蒸发器供给的气态燃料13，并将其压力减少至第四压力“P4”。歧管70能够接收气态燃料13，并将其分配至燃气涡轮发动机101的燃料喷嘴80中。在一个优选实施例中，蒸发器60使低温液体燃料112在基本恒定的压力下转变成气态燃料13。图3a示意性地显示了在传送系统50中的各个点的燃料的状态和压力。
低温燃料传送系统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传送到燃烧器90中，以用于燃烧。定位在控制阀65下游的燃料歧管70用于使气态燃料13均匀地分配到燃气涡轮燃料喷嘴80上。在某些实施例中，歧管70可选地用作热交换器，将热能从推进系统核心机罩舱或其它热环境传送至LNG/天然气燃料中。在一个实施例中，燃料喷嘴80配置成选择性地接收传统的液体燃料(例如传统的基于煤油的液体燃料)或由低温液体燃料例如LNG通过蒸发器产生的气态燃料13。在另一实施例中，燃料喷嘴80配置成选择性地接收液体燃料和气态燃料13，并且配置成将气态燃料13和液体燃料供给燃烧器90，从而促进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，其中某些燃料喷嘴80配置成接收液体燃料，并且某些燃料喷嘴80配置成接收气态燃料13，并恰当地设置成以便在燃烧器90中进行燃烧。
在本发明的另一实施例中，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，以便当气态燃料系统不运转时利用压缩机空气或来自发动机的其它空气来吹扫燃料歧管。这将防止热气体由于燃烧器90中的周围压力变化而被吸入到气态燃料喷嘴中。可选地，燃料喷嘴中或附近的止回阀可用于防止热气体吸入到燃料喷嘴或歧管中。
在这里所述的示例性的双燃料燃气涡轮推进系统中，其使用LNG作为低温液体燃料，其描述如下：LNG在大约15psia和大约-265℉下定位于箱22,122中。其被定位在飞机上的增压泵52增压至大约30psi。液体LNG通过隔热的双壁管道54跨越机翼而流向飞机挂架55，在此处其被跃迁至高达100至1500psia，并且可高于或低于天然气/甲烷的临界压力。然后将液化天然气传送至蒸发器60，在此处使其体积膨胀至气体。蒸发器60定制尺寸，以使马赫数和相对应的压力损失保持较低。气态天然气然后通过控制阀65进行计量，并进入燃料歧管70和燃料喷嘴80中，在此处使其在双燃料航空燃气涡轮发动机系统100,101中进行燃烧，从而为飞机系统5提供推力。随着循环条件变化，增压泵中的压力(大约例如30psi)和HP泵58中的压力(大约例如1000psi)保持在大致恒定的水平。流量受到计量阀65的控制。流量变化结合恰当尺寸的燃料喷嘴导致了歧管中有可接受的变化压力。
双燃料系统由用于基于煤油的燃料(Jet-A、JP-8、JP-5等等)和低温燃料(例如LNG)的并行燃料传送系统组成。煤油燃料传送相对于当前设计基本没有变化，除了燃烧器燃料喷嘴之外，燃烧器燃料喷嘴设计成共同点燃任何比例的煤油和天然气。如图3中所示，低温燃料(例如LNG)燃料传送系统由以下特征组成：(A)双燃料喷嘴和燃烧系统，其能够利用0-100%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，其还用作热交换器，从而将低温燃料(例如LNG)加热成气体或超临界的流体。歧管系统设计成以均匀的方式将燃料并发传送至燃烧器燃料喷嘴中，并从周围核心机罩、排气系统或其它热源中吸收热量，消除或最大限度地减少对于独立热交换器的需求；(C)燃料系统，其使低温燃料(例如LNG)在其液体状态下增压至临界压力之上或之下，并从任意许多来源添加热量；(D)低压低温泵，其浸在低温燃料(例如LNG)的燃料箱(可选地定位燃料箱的外部)中；(E)高压低温泵，其定位在飞机挂架中或可选地定位在发动机或吊舱上，从而使压力增压至低温燃料(例如LNG)的临界压力之上。(F)当气态燃料系统不运转时，吹扫歧管系统可选地被燃料歧管用于以压缩机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被吸入到气态燃料喷嘴中。可选地，位于燃料喷嘴中或其附近的止回阀可防止热气体的吸入。(G)从箱和增压泵延伸至发动机挂架的低温燃料(例如LNG)线路具有以下特征：(1)单壁或双壁结构。(2)真空隔热或可选地低热导率隔热材料，例如气凝胶。(3)可选的低温冷却器，从而在不加热低温燃料(例如LNG)箱的条件下使低温燃料(例如LNG)流量再循环至箱中。(H)定位在挂架或发动机上的高压泵。这种泵将使低温燃料(例如LNG)的压力升高至足以将天然气燃料注入到燃气涡轮燃烧器中的水平。泵可使低温液体(例如LNG)的压力升高或不升高至低温燃料(例如LNG)的临界压力(Pc)之上。
III.燃料存储系统
图1中所示的示例性的飞机系统5包括例如图4中所示的低温燃料存储系统10，其用于储存低温燃料。示例性的低温燃料存储系统10包括具有第一壁23的低温燃料箱22,122，第一壁23形成了能够储存低温液体燃料12，例如LNG的存储空间24。如图4中示意性地所示，示例性的低温燃料存储系统10具有能够使低温液体燃料12流入到存储空间24中的流入系统32以及适合于从低温燃料存储系统10中传送低温液体燃料12的流出系统30。其还包括能够从存储空间24中的低温液体燃料12中除去至少一部分(可能在储存期间形成的)气态燃料19的排气系统40。
图4中所示的示例性的低温燃料存储系统10还包括再循环系统34，其适合于将至少未使用的气态燃料19的一部分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，其在未使用的气态燃料19的部分29返回到低温燃料箱22,122中之前冷却它。低温冷却器42的操作的一种示例性的操作如下：在一个示例性的实施例中，来自燃料箱的蒸发气体可利用反向兰金制冷系统(也被称为低温冷却器)进行再冷却。低温冷却器可由来自飞机系统5上的任何可用系统的电功率来驱动，或者由地面功率系统，例如在停于登机口时可获得的功率系统来驱动。低温冷却器系统还可用于在双燃料飞机燃气涡轮发动机101联合点火过渡期间使燃料系统中的液化天然气再液化。
燃料存储系统10还可包括安全释放系统45，其适合于排出可能在低温燃料箱22中形成的任何高压气体。在示例性的实施例中，如图4中示意性地所示，安全释放系统45包括爆破盘46，其形成了第一壁23的一部分。爆破盘46是利用已知方法设计的一种安全特征，以便在燃料箱22的内部超压的情况下爆破，并释放任何高压气体。
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还可包括(例如见图4)第二壁25，其基本上封装了第一壁23。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，以便使箱隔热，从而减少流过箱壁的热量。在示例性的实施例中，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来产生并保持。或者，为了给箱提供隔热，在第一壁23和第二壁25之间的间隙26基本上可填充已知的隔热材料27，例如气凝胶。其它合适的隔热材料也可使用。挡板17可被包含进来，以控制箱中的液体运动。
图4中所示的低温燃料存储系统10包括流出系统30，其具有传送泵31。传送泵可定位在靠近箱22的便利位置。为了减少低温燃料中的热传导，优选使传送泵31定位在低温燃料箱22中，如图4中示意性地所示。排气系统40排出可能在燃料箱22中形成的任何气体。这些排出的气体在飞机系统5中可以若干有效的方式加以利用。在图4中示意性地显示了一些。例如至少气态燃料19的一部分可供给飞机推进系统100，用于发动机中的冷却或燃烧。在另一实施例中，排气系统40至少将一部分气态燃料19供给燃烧器，并进一步将燃烧产物从燃烧器安全地排出至飞机系统5的外部。在另一实施例中，排气系统40至少将一部分气态燃料19供给辅助功率单元180，辅助功率单元180为飞机系统5供给辅助功率。在另一实施例中，排气系统40至少将一部分气态燃料19供给燃料电池182，燃料电池182产生功率。在另一实施例中，排气系统40至少将一部分气态燃料19释放至低温燃料箱22的外部。
燃料存储系统、包括燃料箱的构件、以及示例性的子系统和构件的示例性操作描述如下。
天然气以液体形式(LNG)存在于大约–260℉的温度和大气压下。为了在客机、货机、军用飞机或一般航空飞机上保持这些温度和压力，下面所确定的特征按照选定的组合容许LNG实现安全、有效且成本有效的储存。参照图4，这些包括：
(A)燃料箱21,22，其由合金，例如但不局限于铝AL5456和更高强度的铝AL5086或其它合适的合金构成。
(B)燃料箱21,22，其由轻量复合材料构成。
(C)上面的箱21,22，其具有用于改善隔热并极大地减少流向LNG流体热量的双壁真空特征。在主箱发生破坏的罕见的情况下，双壁箱还用作安全容器装置。
(D)上面利用轻量隔热材料27，例如气凝胶的备选实施例，以便最大限度地减小从周围流向LNG箱和其内容物的热量。除了双壁箱设计之外或替代双壁箱设计，还可使用气凝胶隔热。
(E)可选的真空泵28，其设计成对双壁箱之间空间进行主动抽气。泵可用LNG蒸发燃料、LNG、Jet-A、电功率或飞机可用的任何其它功率源操作。
(F)LNG箱，其具有浸在主箱内部的低温泵31，用于减少对LNG流体的热传递。
(G)LNG箱，其具有一个或多个能够在正常条件或紧急条件下从箱中除去LNG的排泄线路36。LNG排泄线路36连接在合适的低温泵上，以便提高去除速率，使其超过由于LNG重力压头而引起的排泄速率。
(H)LNG箱，其具有一个或多个排气线路41，用于除去由于吸收来自外部环境的热量而形成的气态天然气。这种排气线路系统41通过使用单通安全阀或背压阀39而使箱保持在所需的压力下。
(I)LNG箱，其具有与主排气线路并行的安全减压系统45，以防发生过压情形。爆破盘是一种备选特征或并行特征46。减压排气口将气态燃料引导至舱外。
(J)LNG燃料箱，其具有上面某些或全部设计特点，它们的几何形状设计为符合标准Jet-A辅助燃料箱相关联的现有机壳，例如商用飞机上所设计并可得到的那些。
(K)LNG燃料箱，其具有上面某些或全部设计特点，它们的几何形状设计为符合并配合在传统客机和货机的下面货舱中，例如商用飞机上发现的那些。
(L)对现有飞机或新飞机的中心机翼箱22进行修改，从而将LNG箱和结构元件恰当地隔离开。
排气和蒸发系统是利用已知方法来设计的。LNG的蒸发是一种吸收能量并冷却箱和其内容物的蒸发过程。蒸发的LNG可被各种不同的过程加以利用和/或消耗，在某些情况下为飞机系统提供有用功，在其它情况下出于更环保的设计而简单地燃烧燃料。例如，来自LNG箱的排气主要由甲烷组成，并且用于以下任何或全部组合：
(A)路由至飞机APU(辅助功率单元)180。如图4中所示，来自箱的气态排气线路串行或并行地转向辅助功率单元，以用于燃烧器中使用。APU可为典型地在商用飞机和军用飞机上发现的现有APU，或者是单独的APU，其专用于将蒸发的天然气转换成有用的电功率和/或机械功率。蒸发的天然气压缩机用于将天然气压缩至用于APU所需要的合适压力。APU则为发动机或A/C上的任何系统提供电功率。
(B)路由至一个或多个飞机燃气涡轮发动机101。如图4中所示，天然气排气线路从LNG燃料箱路由至一个或多个主燃气涡轮发动机101，并在操作期间为发动机提供额外的燃料源。天然气压缩机用于将排气加压至用于飞机燃气涡轮发动机所需要的合适的压力。
(C)燃烧。如图4中所示，天然气排气线路从箱路由至小的专用的排气燃烧器190，其具有自身电火花点火系统。这样就不会将甲烷释放至大气中。燃烧产物被排出，其导致更环保的系统。
(D)排气。如图4中所示，天然气排气线路从箱路由至一个或多个飞机燃气涡轮的排气管道。或者，排气线路可路由至APU排气管道或通向任何飞机后缘的独立的专用线路。天然气可在这些位置V的一个或多个位置恰当地排出至大气中。
(E)地面操作。如图4中所示，在地面操作期间，任何系统可经过设计，使得排气线路41连接在地面保障设备上，地面保障设备收集并利用任何陆基系统中蒸发的天然气。排气还可能发生在利用地面保障设备加注燃料操作期间，地面保障设备可同时利用流入系统32将燃料注入到飞机LNG箱中，并捕获和重复使用排气(图4中所示的同时的排气和加注燃料)。
IV.推进(发动机)系统
图5显示了示例性的双燃料推进系统100，其包括能够利用低温液体燃料112产生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和燃烧燃料并产生热气体的燃烧器90，热气体驱动高压涡轮155。燃烧器90能够燃烧传统的液体燃料，例如基于煤油的燃料。燃烧器90还能够燃烧低温燃料，例如LNG，其已经恰当地通过例如蒸发器60而制备好用于燃烧。图5示意性地显示了蒸发器60，其能够将低温液体燃料112转变成气态燃料13。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供给燃烧器90，以用于点火。在一个示例性的实施例中，所使用的低温液体燃料112是液化天然气(LNG)。在(例如图5中所示的)涡轮风扇类型的双燃料推进系统100中，燃气涡轮发动机101包括风扇103，其轴向定位在高压压缩机105的前方。增压器104(图5中所示)可轴向定位在风扇103和高压压缩机105之间，其中风扇和增压器被低压涡轮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可包括由中压蒸汽涡轮驱动的中压压缩机(这两者在图5中均未显示)。增压器104(或中压压缩机)提高了进入压缩机105中的空气的压力，并通过压缩机105促进较高压力比的产生。在图5中所示的示例性实施例中，风扇和增压器由低压蒸汽涡轮157来驱动，并且高压压缩机由高压蒸汽涡轮155来驱动。
图5中示意性所示的蒸发器60安装在发动机101上或其附近。蒸发器60的其中一个功能是为低温燃料，例如液化天然气(LNG)燃料增加热能，从而升高其温度。在这种情况下，蒸发器起到热交换器的作用。蒸发器60的另一功能是使低温燃料，例如液化天然气(LNG)燃料的体积膨胀至气态形式，以用于后面燃烧。用于蒸发器60中的热量(热能)可能来自推进系统100和飞机系统5中的一个或多个来源。这些包括，但不局限于：(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)用于高压和/或低压涡轮的冷却空气，(vi)润滑油，和(vii)飞机系统5中的机载航空电子设备、电子器件。用于蒸发器的热量还可能供自压缩机105、增压器104、中压压缩机(未显示)和/或风扇旁路气流107(见图5)。在图6中显示了利用来自压缩机105的一部分排气的一个示例性实施例。一部分压缩机排气2被排出蒸发器60之外，如图6中的条目3所示。低温液体燃料21，例如LNG进入蒸发器60中，其中来自空气流3的热量被传递至低温液体燃料21中。在一个示例性的实施例中，如之前所述，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。然后利用燃料喷嘴80将气态燃料13引入到燃烧器90中(见图6)。离开蒸发器的冷却的空气流4可用于冷却其它发动机构件，例如燃烧器90的结构和/或高压涡轮155的结构。蒸发器60中的热交换器部分可具有已知的设计，例如壳管设计、双管设计和/或散热片板设计。燃料112的流动方向和蒸发器60中的加热流体96的方向(见图5)可为同流方向、反流方向，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有效的热交换。
蒸发器60中的热交换可能以直接方式通过金属壁而发生在低温燃料和加热流体之间。图6示意性地显示了蒸发器60中的直接热交换器。图7a示意性地显示了示例性的直接热交换器63，其使用燃气涡轮发动机101的排气99的一部分97来加热低温液体燃料112。或者，蒸发器60中的热交换可以间接方式通过使用中间加热流体而发生在低温燃料和上述热源之间。图7b显示了一种示例性的蒸发器60，其使用间接热交换器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7b所示的这种间接热交换器中，中间加热流体68被燃气涡轮发动机101的排气99的一部分97加热。来自中间加热流体68的热量然后被传递至低温液体燃料112中。图7c显示了用于蒸发器60中的间接交换器的另一实施例。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的风扇旁路气流107的一部分以及发动机排气99的一部分97来加热。中间加热流体68然后加热低温液体燃料112。控制阀38用于控制流之间相对的热交换。
(V)操作双燃料飞机系统的方法
以下参照图8中示意性地所示的示例性的飞行任务分布描述利用双燃料推进系统100的飞机系统5的示例性操作方法。图8中示意性地所示的示例性飞行任务分布显示了在由字母标记A-B-C-D-E--X-Y等所标识的飞行任务的不同部分期间的发动机功率的设置。例如，A-B代表起动，B-C显示了地面空转，G-H显示了起飞，T-L和O-P显示了巡航等等。在飞机系统5的操作期间(参见图8中的示例性飞行分布120)，推进系统100中的燃气涡轮发动机101可在推进系统操作的第一选定部分，例如在起飞期间使用例如第一燃料11。推进系统100可在推进系统操作的第二选定部分期间例如在巡航期间使用第二燃料12，例如LNG。或者，在选定的飞机系统5的操作部分期间，燃气涡轮发动机101能够同时利用第一燃料11和第二燃料12而产生推力。第一燃料和第二燃料的比例可在双燃料推进系统100的各种操作阶段，在0%至100%之间根据情形而变化。
利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中燃烧第一燃料11起动飞机发动机101(参见图8中的A-B)，其产生驱动发动机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，例如基于煤油的喷气燃料。发动机101在起动时可产生足够的热气体，其可用于使第二燃料，例如低温燃料蒸发。第二燃料12然后利用蒸发器60中的热量进行蒸发，从而形成气态燃料13。第二燃料可为低温液体燃料112，例如LNG。之前已经描述了示例性的蒸发器60的操作。然后利用燃料喷嘴80将气态燃料13引入到发动机101的燃烧器90中，并且在燃烧器90中燃烧气态燃料13，其产生驱动发动机中的燃气涡轮的热气体。引入到燃烧器中的第二燃料的量可利用流量计量阀65进行控制。示例性的方法还可包括在起动飞机发动机之后根据需要停止供给第一燃料11的步骤。
在操作双燃料飞机燃气涡轮发动机101的示例性方法中，蒸发第二燃料12的步骤可利用从发动机101的热源中提取的热气体的热量来执行。如之前所述，在该方法的一个实施例中，热气体可为来自发动机的压缩机155中的压缩空气(例如图6中所示)。在该方法的另一实施例中，热气体供自发动机的排气喷嘴98或排气流99(例如图7a中所示)。
操作双燃料航空发动机101的示例性方法可选地包括在例如图8中所示的飞行分布120的选定部分期间利用选定比例的第一燃料11和第二燃料12的步骤，从而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，例如液化天然气(LNG)。在上面的方法中，在飞行分布120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(见图8)可用于促进以经济且有效的方式操作飞机系统。这在例如第二燃料12的成本低于第一燃料11的成本的情况下是可行的。这可为例如利用LNG作为第二燃料12，并且基于煤油的液体燃料例如Jet-A燃料作为第一燃料11的情形。在操作双燃料航空发动机101的示例性方法中，所使用的第二燃料12的量相对于所使用的第一燃料的量的比例(比)可在大约0%至100%之间变化，这依赖于飞行任务的部分。例如，在一种示例性的方法中，在飞行分布的巡航部分期间，所使用的更便宜的第二燃料(例如LNG)相对于所使用的基于煤油的燃料的比例大约为100%，从而最大限度地减小燃料的成本。在另一示例性的操作方法中，在飞行分布的起飞部分期间，第二燃料的比例大约为50%，该期间需要高得多的推力水平。
上述操作双燃料航空发动机101的示例性方法还可包括利用控制系统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。在图5中示意性地显示了一种示例性的控制系统130。控制系统130将控制信号131(S1)发送给控制阀135，以控制引入到燃烧器90中的第一燃料11的量。控制系统130还将另一控制信号132(S2)发送给控制阀65，以控制引入到燃烧器90中的第二燃料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而在0%至100%之间变化，控制器经过编制程序，以便在飞行分布120的不同的飞行段期间根据需要而改变比例。控制系统130还可基于例如风扇速度或压缩机速度或其它合适的发动机操作参数而接收反馈信号133。在一种示例性的方法中，控制系统可为发动机控制系统的一部分，例如全授权数字电子控制(FADEC)357。在另一示例性的方法中，机械式或液压机械式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的架构和策略经过恰当地设计，从而完成飞机系统5的经济操作。控制系统对增压泵52和高压泵58的反馈可通过发动机FADEC357或通过具有独立控制系统的分布式计算来完成，独立控制系统可选地通过各种可用数据总线而与发动机FADEC和飞机系统5的控制系统通信。
控制系统，例如图5中条目130所示可出于安全性目的而改变泵52,58的速度和输出，以便保持规定的跨机翼7的压力(例如大约30-40psi)和高压泵58下游不同的压力(例如大约100-1500psi)，从而保持系统压力高于LNG的临界点以上，并避免两相流，并从而通过在高的压力和燃料密度下的操作而减少LNG燃料传送系统的体积和重量。
在一种示例性的控制系统130,357中，控制系统软件可包括任何或所有以下逻辑：(A)控制系统策略，其在高的压缩机排出温度(T3)和/或涡轮入口温度(T41)下，在包络线中的起飞和/或其它点上最大限度地利用低温燃料，例如LNG，；(B)控制系统策略，其在任务期间最大限度地使用低温燃料例如LNG，以便最大限度地减小燃料成本；(C)控制系统130,357，其仅仅针对高度再点火时对第一燃料例如Jet-A再点火；(D)控制系统130,357，其仅以传统的Jet-A作为缺省设置执行地面起动；(E)控制系统130,357，其仅在任何非典型的机动飞行期间缺省使用Jet-A；(F)控制系统130,357，其容许手动(引航命令)选择任何比例的传统燃料(如Jet-A)或低温燃料，例如LNG；(G)控制系统130,357，其对于所有快速加速和减速利用100%传统燃料(如Jet-A)。
至于没有描述的方面，各种实施例的不同的特征和结构可根据需要而彼此进行组合。可能没有在所有实施例中举例说明的一个特征并不意味着应理解为其可能不是那样，而是出于简要描述的目的。因而，不同实施例的各种特征可根据需要进行混合和匹配，从而形成新的实施例，而不管新的实施例是否得到明确地描述。这里所述特征的所有组合或置换都被本公开所覆盖。
本说明书使用示例来公开本发明，包括最佳模式，并且还可使本领域中的技术人员实践本发明，包括制造和利用任何装置或系统，并执行任何所含方法。本发明可达到专利的范围由权利要求限定，并且可包括本领域中的技术人员想到的其它示例。如果这些其它示例具有并非不同于权利要求语言的结构元件，或者如果其包括与权利要求语言无实质差异的等效的结构元件，那么这些其它示例都属于权利要求的范围内。

Claims (14)

1.一种用于飞机的低温燃料系统，所述飞机具有带压缩机部段和燃烧室的涡轮发动机，所述低温燃料系统包括：
用于储存低温燃料的箱；
供给线路，其可操作地将箱联接到所述燃烧室上；和
泵，其将所述箱联接到所述供给线路上，从而在高压下抽送所述低温燃料穿过所述供给线路，其中所述泵可操作地联接在所述压缩机上，使得所述涡轮发动机的运行驱动所述泵。
2.根据权利要求1所述的低温燃料系统，其特征在于，所述泵将所述低温燃料加压至高于从所述涡轮发动机的压缩机部段进入到所述涡轮发动机的燃烧室中的空气的压力的压力。
3.根据权利要求1所述的低温燃料系统，其特征在于，所述泵包括涡轮泵，其具有涡轮部段和离心泵部段。
4.根据权利要求3所述的低温燃料系统，其特征在于，所述涡轮泵的涡轮部段在流体方面联接在所述涡轮发动机的压缩机排出压力上，使得所述压缩机排出压力驱动所述泵。
5.根据权利要求4所述的低温燃料系统，其特征在于，所述涡轮泵的涡轮部段执行所述涡轮泵的离心泵部段的旋转，从而对所述低温燃料系统中的低温燃料进行加压。
6.根据权利要求5所述的低温燃料系统，其特征在于，还包括空气阀，其在流体方面联接在所述涡轮发动机的压缩机部段和所述涡轮泵的涡轮部段之间，并且所述空气阀配置成调节从所述压缩机排出压力至所述涡轮泵的涡轮部段的空气流量。
7.根据权利要求6所述的低温燃料系统，其特征在于，还包括进料泵，其将所述箱在流体方面联接到所述涡轮泵的离心泵部段，从而增加传送至所述涡轮泵的离心泵部段的低温燃料的压力。
8.根据权利要求1所述的低温燃料系统，其特征在于，所述泵包括涡轮泵，其具有涡轮部段和泵部段，所述泵部段具有包括往复泵、螺旋泵、叶片泵或齿轮泵的泵类型。
9.根据权利要求1-8中的任一权利要求所述的低温燃料系统，其特征在于，所述低温燃料是液化天然气(LNG)。
10.一种用于将燃料系统中的燃料传送至具有燃烧部段和压缩机部段的涡轮发动机的方法，其包括：
利用涡轮泵对提供给所述涡轮发动机的燃烧部段的燃料进行加压，所述涡轮泵由来自所述涡轮发动机的压缩机排出压力进行驱动。
11.根据权利要求10所述的方法，其特征在于，所述燃料是低温燃料。
12.根据权利要求11所述的方法，其特征在于，提供给所述燃烧部段的低温燃料可被所述涡轮泵加压至高于从所述涡轮发动机的压缩机部段进入所述涡轮发动机的燃烧部段中的空气的压力的压力。
13.根据权利要求11所述的方法，其特征在于，还包括在所述低温燃料被所述涡轮泵加压之前对所述低温燃料进行预加压。
14.根据权利要求10-13中的任一权利要求所述的方法，其特征在于，还包括调节从所述涡轮发动机至所述涡轮泵的压缩机排气的流量。
CN201380074069.2A 2012-12-28 2013-11-26 用于在飞机中传送燃料的低温燃料系统和方法 Pending CN105074167A (zh)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US201261747169P 2012-12-28 2012-12-28
US61/747169 2012-12-28
PCT/US2013/071773 WO2014105325A1 (en) 2012-12-28 2013-11-26 Cryogenic fuel system and method for delivering fuel in an aircraft

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN105074167A true CN105074167A (zh) 2015-11-18

Family

ID=49766169

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201380074069.2A Pending CN105074167A (zh) 2012-12-28 2013-11-26 用于在飞机中传送燃料的低温燃料系统和方法

Country Status (7)

Country Link
US (1) US9932124B2 (zh)
EP (1) EP2938850A1 (zh)
JP (1) JP2016510376A (zh)
CN (1) CN105074167A (zh)
BR (1) BR112015015603A2 (zh)
CA (1) CA2896461A1 (zh)
WO (1) WO2014105325A1 (zh)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN107963227A (zh) * 2017-11-08 2018-04-27 中国航空工业集团公司金城南京机电液压工程研究中心 一种双发直升机燃油系统显示控制面板
CN112996995A (zh) * 2018-10-15 2021-06-18 Gkn航空服务有限公司 飞行器原动机系统、操作方法以及用途

Families Citing this family (27)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN104843195B (zh) * 2015-04-13 2017-05-17 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种验证装置及其使用方法
CN104948303B (zh) * 2015-05-25 2017-11-17 沈阳航空航天大学 一种应用于lng为燃料的航空发动机的燃料供应系统
US20170089265A1 (en) * 2015-09-25 2017-03-30 General Electric Company Liquefied petroleum gas fuel conditioning system for gas turbine engines
WO2018051566A1 (ja) * 2016-09-14 2018-03-22 株式会社Ihi 電動アシスト液体燃料ロケット推進システム
US20190195129A1 (en) * 2017-12-21 2019-06-27 United Technologies Corporation Fuel lubricated foil bearing
US11305879B2 (en) * 2018-03-23 2022-04-19 Raytheon Technologies Corporation Propulsion system cooling control
EP3594460A1 (de) * 2018-07-13 2020-01-15 Siemens Aktiengesellschaft Kraftwerksanlage mit erdgasregasifizierung
US11041439B2 (en) 2018-09-14 2021-06-22 Raytheon Technologies Corporation Hybrid expander cycle with turbo-generator and cooled power electronics
US11047307B2 (en) 2018-09-14 2021-06-29 Raytheon Technologies Corporation Hybrid expander cycle with intercooling and turbo-generator
JP7471776B2 (ja) * 2019-02-18 2024-04-22 三菱重工業株式会社 ジェットエンジン
FR3104505B1 (fr) * 2019-12-16 2021-11-12 Airbus Operations Sas Vehicule muni d’un reservoir d’hydrogene contenant au moins un dispositif de connexion electrique
JP7479163B2 (ja) 2020-02-26 2024-05-08 本田技研工業株式会社 電源装置
US11820526B2 (en) 2020-02-26 2023-11-21 Honda Motor Co., Ltd. Power supply apparatus for a flying body including a combustion gas and intake air heat exchanger
US11279225B2 (en) 2020-04-07 2022-03-22 General Atomics Aeronautical Systems, Inc. Fault-tolerant fuel isolation from engine firebay
FR3110937B1 (fr) 2020-05-28 2022-04-29 Safran Installation d’alimentation en carburant cryogénique de la chambre de combustion d’une turbomachine.
US20220364513A1 (en) * 2021-05-14 2022-11-17 Raytheon Technologies Corporation Turbine engines having hydrogen fuel systems
EP4367373A2 (en) * 2021-07-09 2024-05-15 RTX Corporation Turbine engines having hydrogen fuel systems
US11767795B2 (en) 2021-08-19 2023-09-26 Pratt & Whitney Canada Corp. Gaseous fuel leakage from fuel system manifold to engine
EP4163481B1 (en) 2021-09-17 2023-11-01 Rolls-Royce plc Fuel delivery system
WO2023074866A1 (ja) * 2021-10-29 2023-05-04 川崎重工業株式会社 水素航空機の燃料供給システム及びタンク内圧調整方法
GB2614608A (en) * 2021-12-21 2023-07-12 Rolls Royce Plc Fuel storage
GB202204068D0 (en) * 2022-03-23 2022-05-04 Rolls Royce Plc Fuel system
GB202204073D0 (en) * 2022-03-23 2022-05-04 Rolls Royce Plc Fuel system
EP4273386A1 (en) * 2022-05-04 2023-11-08 General Electric Company Methods and apparatus to operate gas turbines with hydrogen as the combusting fuel
US20240010350A1 (en) * 2022-07-08 2024-01-11 Rtx Corporation Hybrid electric hydrogen engine for aircraft
US11987377B2 (en) 2022-07-08 2024-05-21 Rtx Corporation Turbo expanders for turbine engines having hydrogen fuel systems
US20240053013A1 (en) * 2022-08-12 2024-02-15 General Electric Company Combustor for a turbine engine

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3052095A (en) * 1959-09-11 1962-09-04 Gen Motors Corp Liquid vapor fuel system
US3382672A (en) * 1966-11-02 1968-05-14 Gen Electric Gas turbine engine fuel control system
CN1112190A (zh) * 1993-12-28 1995-11-22 株式会社日立制作所 燃气轮机装置及操作它的方法
US5488823A (en) * 1993-05-12 1996-02-06 Gas Research Institute Turbocharger-based bleed-air driven fuel gas booster system and method
CN1178191A (zh) * 1996-06-21 1998-04-08 赫多特普索化工设备公司 合成气体和动力的联合生产方法
WO2012045029A1 (en) * 2010-09-30 2012-04-05 General Electric Company Dual fuel aircraft engine control system and method for operating same
CA2838561A1 (en) * 2011-06-17 2012-12-20 General Electric Company Aircraft engine fuel system and method of operating the same

Family Cites Families (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5529464A (en) 1988-07-12 1996-06-25 Alliedsignal Inc. Cryogenic turbopump
JPH10220250A (ja) 1997-02-07 1998-08-18 Hitachi Ltd ガスタービン発電プラント
FR2879720B1 (fr) 2004-12-17 2007-04-06 Snecma Moteurs Sa Systeme de compression-evaporation pour gaz liquefie
US7900436B2 (en) 2007-07-20 2011-03-08 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Gas-generator augmented expander cycle rocket engine
FR2919673B1 (fr) * 2007-07-30 2014-02-28 Hispano Suiza Sa Assistance et secours a l'entrainement electrique d'une pompe a carburant dans un turbomoteur
WO2012058277A1 (en) * 2010-10-26 2012-05-03 Icr Tubine Engine Corporation Utilizing heat discarded from a gas turbine engine

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3052095A (en) * 1959-09-11 1962-09-04 Gen Motors Corp Liquid vapor fuel system
US3382672A (en) * 1966-11-02 1968-05-14 Gen Electric Gas turbine engine fuel control system
US5488823A (en) * 1993-05-12 1996-02-06 Gas Research Institute Turbocharger-based bleed-air driven fuel gas booster system and method
CN1112190A (zh) * 1993-12-28 1995-11-22 株式会社日立制作所 燃气轮机装置及操作它的方法
CN1178191A (zh) * 1996-06-21 1998-04-08 赫多特普索化工设备公司 合成气体和动力的联合生产方法
WO2012045029A1 (en) * 2010-09-30 2012-04-05 General Electric Company Dual fuel aircraft engine control system and method for operating same
CA2838561A1 (en) * 2011-06-17 2012-12-20 General Electric Company Aircraft engine fuel system and method of operating the same

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
V.A.SOSOUNOU: "experimental turbofan using liquid hydrogen and liquid natural gas as fuel", 《AIAA/SAE/ASME/ASEE 26TH JOINT PROPULSION CONFERENCE》 *

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN107963227A (zh) * 2017-11-08 2018-04-27 中国航空工业集团公司金城南京机电液压工程研究中心 一种双发直升机燃油系统显示控制面板
CN112996995A (zh) * 2018-10-15 2021-06-18 Gkn航空服务有限公司 飞行器原动机系统、操作方法以及用途

Also Published As

Publication number Publication date
BR112015015603A2 (pt) 2017-07-11
US9932124B2 (en) 2018-04-03
CA2896461A1 (en) 2014-07-03
WO2014105325A1 (en) 2014-07-03
US20150344144A1 (en) 2015-12-03
EP2938850A1 (en) 2015-11-04
JP2016510376A (ja) 2016-04-07

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN105074167A (zh) 用于在飞机中传送燃料的低温燃料系统和方法
JP6018065B2 (ja) 二系統燃料の航空機システムおよびそれを動作させるための方法
CN104813004B (zh) 包括恒温膨胀阀的双重燃料航空器系统
CN105026726A (zh) 包括低温燃料系统的涡轮发动机组件
CN104870312B (zh) 用于航空电功率产生的系统和方法
CN104884766B (zh) 涡轮发动机组件及双燃料飞行器系统
US20130192246A1 (en) Dual fuel aircraft engine control system and method for operating same
JP6093450B2 (ja) 極低温燃料組成物及び二元燃料航空機システム
JP2016509645A (ja) 温度及び作動制御システム及び航空機の流体温度を制御する方法
JP2016512862A (ja) 航空機エンジン向けのエネルギー効率のよい制御されたクライオ燃料の蒸発
US20150330575A1 (en) Method for managing lng boil-off and lng boil-off management assembly

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
RJ01 Rejection of invention patent application after publication

Application publication date: 20151118

RJ01 Rejection of invention patent application after publication