CN114622998A - 操作飞行器发动机的方法和使用多种燃料类型的燃料系统 - Google Patents

Abstract

本公开涉及操作飞行器发动机的方法和使用多种燃料类型的燃料系统。该燃料系统可以具有：喷气燃料子系统，所述喷气燃料子系统具有喷气燃料导管、至少一个燃料输送系统、再循环导管和致动器阀，所述喷气燃料导管从第一储器区域经过辅助系统延伸到燃料喷嘴，所述辅助系统能够使用所述喷气燃料的流量来操作，所述至少一个燃料输送系统能够操作以使所述喷气燃料的受控流率在所述导管内并且经过所述辅助系统循环，所述再循环导管在所述辅助系统的下游从所述喷气燃料导管分支，所述致动器阀能够操作以将喷气燃料的流量选择性地引导到所述至少一个燃料喷嘴或引导到所述再循环导管；以及替代燃料子系统，所述替代燃料子系统具有从第二储器区域延伸到燃料喷嘴的替代燃料导管。

Description

操作飞行器发动机的方法和使用多种燃料类型的燃料系统

技术领域

本申请一般地涉及燃气涡轮发动机，并且更具体地涉及用于推进的替代燃料的使用。

背景技术

传统上，被设计成在飞行器上使用的燃气涡轮发动机由喷气燃料供给燃料。喷气燃料在整个飞行器操作条件下保持液态。该燃料在燃料系统内以液态存储和传输。喷气燃料包括一组不同的燃料类型，例如煤油型燃料和石脑油型燃料。

诸如气候影响考虑因素之类的关注已经促使使用替代燃料，其在大气条件下可以是气态的并且可能需要以气态形式储存和/或输送，例如氢或天然气，以代替传统的喷气燃料。然而，在飞行中使用这种燃料，并且尤其但不排他地，将气态燃料能力改装到现有的飞行器燃料系统，可能提出一些重大的设计/工程挑战。

例如，当以气态形式储存和使用时，与常规喷气燃料相比，氢具有低得多的体积能量密度（大约25%）。这代表了从机身设计角度的重大挑战，因为可能需要携带四倍的体积才能在飞行器上装载相同的能量。为此，传统上认为氢更适合于较小的飞行器，例如用于通用航空或支线飞行器部门的那些飞行器。尽管不是不可能，但以液体形式储存氢引起另一组工程挑战，包括将氢保持在非常低的温度的挑战。

使用气态的替代燃料的其它限制是在许多飞行器中，至少一个并且有时是若干个辅助系统（包括发动机系统，例如驱动致动器、油冷却器等）被设计成基于液体燃料流操作。用于操作辅助发动机硬件的“燃料液压（fuel-draulic）”致动器需要不可压缩的液体作为驱动介质。热交换器，通常称为“燃料至油热交换器”（FOHE），被用于冷却发动机油系统，同时加热液体燃料，从而实现双重效率。其它辅助系统可能需要使用液体燃料流或压力。使这些辅助系统适于对气态流体起作用可能从技术方面而言是实施起来很复杂的，或者从经济方面而言，意图使现有应用适于利用飞行器中的替代燃料的使用是负担不起的。

因此，仍然存在改进的空间，包括在提供将促进航空中替代燃料使用的实施的技术方面。

发明内容

在一个方面，提供了一种操作飞行器燃气涡轮发动机的方法，所述飞行器燃气涡轮发动机具有通向燃烧室的至少一个燃料喷嘴，所述方法包括，同时地：将喷气燃料的受控流率输送经过至少一个辅助系统，包括所述至少一个辅助系统使用所述喷气燃料的受控流率进行操作；使所述喷气燃料的流率的至少一部分从所述至少一个辅助系统的下游返回到所述至少一个辅助系统的上游；以及将替代燃料的受控流率从所述飞机的储器区域输送到所述至少一个燃料喷嘴。

在另一方面，提供了一种用于燃气涡轮发动机的燃料系统，所述燃气涡轮发动机具有通向燃烧室的至少一个燃料喷嘴，所述燃料系统包括：喷气燃料子系统，所述喷气燃料子系统具有喷气燃料导管、至少一个燃料输送系统、再循环导管和致动器阀，所述喷气燃料导管从第一储器区域经过至少一个辅助系统延伸到所述至少一个燃料喷嘴，所述至少一个辅助系统能够使用所述喷气燃料的流量来操作，所述至少一个燃料输送系统能够操作以使所述喷气燃料的受控流率在所述导管内并且经过所述至少一个辅助系统循环，所述再循环导管在所述至少一个辅助系统的下游从所述喷气燃料导管分支，所述致动器阀能够操作以将喷气燃料的流量选择性地引导到所述至少一个燃料喷嘴或引导到所述再循环导管；以及替代燃料子系统，所述替代燃料子系统具有从第二储器区域延伸到所述至少一个燃料喷嘴的替代燃料导管。

在另一方面，提供了一种飞行器，所述飞行器具有燃气涡轮发动机具有燃气涡轮发动机和燃料系统，所述燃气涡轮发动机具有通向燃烧室的至少一个燃料喷嘴，所述燃料系统包括：喷气燃料子系统，所述喷气燃料子系统具有喷气燃料导管、至少一个燃料输送系统、再循环导管和致动器阀，所述喷气燃料导管从第一储器区域经过至少一个辅助系统延伸到所述至少一个燃料喷嘴，所述至少一个辅助系统能够使用所述喷气燃料的流量来操作，所述至少一个燃料输送系统能够操作以使所述喷气燃料的受控流率在所述导管内并且经过所述至少一个辅助系统循环，所述再循环导管在所述至少一个辅助系统的下游从所述喷气燃料导管分支，所述致动器阀能够操作以将喷气燃料的流量选择性地引导到所述至少一个燃料喷嘴或引导到所述再循环导管；以及替代燃料子系统，所述替代燃料子系统具有从第二储器区域延伸到所述至少一个燃料喷嘴的替代燃料导管。

附图说明

现在参考附图，其中：

图1是燃气涡轮发动机的示意性截面图；

图2是用于燃气涡轮发动机的燃料系统的框图；

图3A和3B是示出两个示例性燃料喷嘴构造的示意图；

图4A至4E是示意性地表示燃气涡轮发动机的燃料流量相对于发动机的功率需求的线图；

图5是显示用于燃气涡轮发动机的燃料系统的示例性实施例的示意图；以及

图6是显示用于燃气涡轮发动机的喷气燃料子系统的示例性实施例的示意图。

具体实施方式

图1示出了一种类型的燃气涡轮发动机10，其优选地设置成用于亚音速飞行，通常包括以串行流动连通的风扇12、压缩机区段14、燃烧器16和涡轮区段18，通过风扇12推动环境空气，压缩机区段14用于使空气加压，压缩空气在燃烧器16中与燃料混合并且被点燃以用于产生围绕发动机轴线11的热燃烧气体的环形流，涡轮区段18用于从燃烧气体提取能量。

压缩机14、风扇12和涡轮18具有旋转部件，其可安装在一个或多个轴48上。轴承20用于在轴48和壳体（非旋转部件）之间和/或在以不同速度旋转的两个轴之间提供平滑的相对旋转。提供了包括油泵24（有时称为主泵）以及导管和喷嘴26的网络的油润滑系统22，以向轴承20供油。密封件28用于容纳油。具有腔32、导管34以及一个或多个回油泵36的回油系统30用于从轴承20回收油，油在该阶段可以是油泡沫的形式。油泵24通常从油储器38抽取油，并且在返回管线中使用一些形式的空气/油分离装置是相对常见的。

燃烧器16可包括气体发生器壳体40，其用作离开压缩机区段14的加压空气的容器，并且发生器壳体40可容纳一个或多个衬里42。气体发生器壳体40因此可被认为具有流体地连接到压缩机流动路径的入口。衬里42通常是界定燃烧室44的带孔部件。压缩空气因此可以通过衬里42中的孔进入燃烧室44，燃料喷嘴45可以固定到衬里42，用于将燃料射流引入燃烧室44中，并且燃烧通常在初始点火之后是自持的。衬里42可以被认为具有流体地连接到涡轮区段18的出口46。燃料喷嘴45具有出口46，该出口46构造成用于将燃料引导到燃烧室44中，在这个意义上，燃料喷嘴45可被认为通向燃烧室44。

诸如图1中所示示例的燃气涡轮发动机以及诸如涡轮螺旋桨发动机、涡轮风扇发动机和混合电动燃气涡轮发动机的许多其它类型的燃气涡轮发动机传统上设计有燃料系统，该燃料系统被设计成专门以喷气燃料来操作。使用替代燃料（例如氢或天然气）的限制之一是此类替代燃料的体积能量密度，其可能严重影响飞行器的航程。使用替代燃料的其它限制（尤其是如果此类替代燃料将以气态在燃料系统内输送）在于在许多飞行器中，包括燃料驱动致动器（也称为燃料液压致动器）、油系统热管理等的至少一个且有时若干个辅助系统被设计成使用液体燃料流（例如，其压力、流量和/或热容量）用于其预期的正常操作。

解决体积能量密度问题的替代方法是为飞行器提供混合或双燃料系统。这样的方法可以被分类为两个一般类别之一：燃料系统被设计为具有同时容纳喷气燃料和替代燃料的能力，或者燃料系统被设计为具有选择性地容纳喷气燃料或替代燃料的能力。对于较短的任务，飞行可以完全基于替代燃料，而对于较大的任务，飞行可以完全基于喷气燃料。在同时容纳两种类型燃料的情况下，较短的任务可主要或大部分地基于替代燃料，其中，任务的潜在的一些高推力区段也使用常规液体煤油基燃料。替代地，对于较长的飞行，飞行可以主要基于传统煤油基燃料，同时仍然在预定的飞行包络线（envelope）内最大化替代燃料的使用。这可能是有吸引力的方法，因为由具有8-10小时飞行时间范围的飞行器完成的飞行的大部分仍然在1-2小时的范围内。在短的飞行期间最大化替代燃料的使用（这代表主要的使用来源）可以产生碳基排放的显著减少。

如现在将进一步详细描述的，已经发现，至少在一些实施例中，使用一种方法可能是有利的，其中，飞行器燃料系统结合第一燃料（例如像喷气燃料的液体燃料）和替代燃料容量，包括同时的流率容量，其中可变量的喷气燃料可以至少在所有飞行构造中的需要喷气燃料流以用于操作的辅助系统之间循环，在适当时候和适当情况下补充给定量的替代燃料。实际上，已经发现，至少在一些实施例中，使用一种方法可能是有利的，其中，燃气涡轮飞行器配备有双混合燃料系统，该双混合燃料系统由与新颖的替代燃料系统并联的常规喷气燃料系统组成，该新颖的替代燃料系统控制和计量不同类型的液体或气体燃料，其中，两个系统都终止于燃烧器。

图2中示出了这种燃料系统的总体框图。除了合适的喷气燃料导管52网络之外，第一燃料子系统50还可包括任何合适的燃料输送系统，例如一个或多个泵，以将喷气燃料的受控（例如经计量的）流率从第一储器区域54沿着喷气燃料导管52、经过/经由需要喷气燃料来操作的任何辅助系统56（例如热交换器或致动器）输送到燃烧器16中的喷嘴45。并行地，第二燃料子系统58可以包括替代燃料导管60以及任何合适的装置，以将替代燃料的受控（例如，经计量的）流率从第二储器区域62输送到燃烧器16中的喷嘴45。替代燃料，尤其是如果是气态的，通常将需要与液体燃料不同的导管尺寸。在燃料喷嘴45处，不同的导管尺寸可经由分别用于喷气燃料52和用于替代燃料60的不同燃料喷嘴45来实现，例如在图3B中示意性地示出，或者简单地通过相同（一个或多个）燃料喷嘴45内的不同导管或路径52、60来实现，如图3A中示意性地示出。气体燃料的燃料喷嘴类型和尺寸要求将不同于通常在煤油基应用中发现的那些。取决于应用，第一和第二储器区54、62可以是不同的储器，或者是同一储器的不同区段。

实际上，以这种方式，由图4A-4D的线图的末端示意的发动机100的总需求功率可以仅用喷气燃料102的相应流率（如图4A中示意的）或者喷气燃料102和替代燃料104的各自流率之和（如图4B和4C中示意的）来满足。在一些实施例中，喷气燃料102的流率可以是边际的（marginal），以便在可能时最大化替代燃料的使用。例如，如上所述，一个或多个辅助系统可能需要最小喷气燃料流率106，其表示为沿着图4A至4D的线图的相应竖直位置。如在线图中示出的，在使用此类系统的情况下，存在各种方式，通过这些方式，总需求功率要求100和最小喷气燃料流率106要求两者都可得到满足。图4A的线图示出了满足这两个要求的传统方式，其完全利用喷气燃料102满足这两个要求。通过提供足够的喷气燃料流率102以满足总需求功率100，喷气燃料流率102同时满足最小喷气燃料流率106。图4B至4C的线图示出了使用双燃料系统来满足这两个要求的两种示例性的替代方式。可以理解，存在其它组合。

在图4B中，满足最小喷气燃料流率要求106所需的喷气燃料102的最小流率被输送到燃烧器16，而功率要求的剩余量由相应量的替代燃料流率104来满足。这种情形最大化了替代燃料的使用，并且例如在短飞行中可能特别有用。在一些替代实施例中，并且例如尤其是较长的飞行，考虑到（一个或多个）燃料储器的有限容量，可能无法实现足够的总机载能量，并且因此可能优选的是，相比较低能量密度的替代燃料，偏向于更大比例的较高能量密度的喷气燃料，如图4C中示出的情形。

在另外的实施例中，例如图4D中所示的实施例中，可能优选的是，完全经由替代燃料流率104来完全满足总功率要求100。由于最小喷气燃料流率要求106不是由替代燃料流率104满足的，所以可能期望使最小喷气燃料流率102循环经过（一个或多个）需要其用于操作的辅助系统。可以使喷气燃料在（一个或多个）辅助系统上循环，而根本不将喷气燃料输送到燃烧器16，并且这可以通过使喷气燃料流率102从（一个或多个）辅助系统56的下游68完全再循环到（一个或多个）辅助系统56的上游66来实现。

图4E示出了又一变型。在图4E的示例中，在（一个或多个）辅助系统56上循环的喷气燃料流率102的一部分108被输送到燃烧器16，而在（一个或多个）辅助系统56上循环的喷气燃料流率102的另一部分110在（一个或多个）辅助系统56的下游68分支并向上游66再循环。这种情形可能在一些情况中是有用的，以满足一个或多个实施例的要求。还应当注意，在替代实施例中，例如，可以存在超过一个的喷气燃料循环，总计喷气燃料流率102，和/或超过一个的替代燃料循环，总计替代燃料流率104。

鉴于以上所述，将会理解，第一燃料和第二燃料的各自流量的实际比例可从一个实施例到另一个实施例、从一个任务到另一个任务以及甚至在任务期间显著地变化。举一些例子，维持一个或多个辅助系统的操作所需的第一燃料的最小流率可代表两种燃料的总流率的3%和50%之间，5%和40%之间，或10%和20%之间。

因此，返回参照图2，喷气燃料子系统50还可包括再循环导管64，其在使用喷气燃料流量102操作的一个或多个辅助系统56的下游68从喷气燃料导管52分支，并在辅助系统56的上游66返回全部或部分喷气燃料流量。如下面将看到的，在一个示例性情形中，返回的喷气燃料流量可在一个或多个辅助系统56的上游66返回到喷气燃料导管52中。在一些情况下，例如当一个或多个辅助系统将热量引入喷气燃料中时，该情形可能需要在返回导管64的路径中引入热交换器以从喷气燃料中排出热量。在另一个示例性情形中，返回的喷气燃料流量可以返回到第一储器区域54中。在一些情况下，当一个或多个辅助系统56将热量引入喷气燃料中时，热量可以简单地通过与储器的壁的传导然后对流来排出，或者可以将热交换器引入返回管线70中以辅助从返回的喷气燃料流量排出热量。混合情形是可能的，其中，例如，一部分喷气燃料返回到第一储器区域54，而另一部分返回的喷气燃料直接返回到一个或多个辅助系统56的上游66的喷气燃料导管52。在再循环导管64用于将一部分或全部流率从一个或多个辅助系统的下游68返回到上游66的示例性实施例中，可以在喷气燃料导管52和再循环导管64之间的结合处引入致动器阀72，并且致动器阀72可以选择性地操作以将喷气燃料全部引导到燃烧室44、全部引导到再循环导管64、或者以相应的比例部分地引导到两者。

根据一个方面，实施例可涉及将喷气燃料和替代燃料的同时流量输送到燃烧器16。

实际上，当希望使用替代燃料时，维持有限量的喷气燃料并行操作以用于辅助系统操作可能是有利的。在将替代燃料104的流量输送到燃烧器16的同时，可由于任何适当的原因而保持到燃烧器16的减少的、可能最小化的喷气燃料102的流量。合适的原因可包括例如冷却、燃料液压致动器操作，以及甚至防止在（一个或多个）燃料喷嘴内的喷气燃料路径中的焦化等（在这种情况下，燃料喷嘴本身可被认为是辅助系统）。

因此，当以氢气作为发动机功率/推力的主要燃料来操作时，两个子系统可以串联/同时使用。因此，可以维持喷气燃料106的最小流率以支持需要它的任何辅助系统56的操作，而燃烧的其余燃料可以是替代燃料，或者可以同时使用不同比例的喷气燃料和替代燃料。

根据图5所示的一个示例性实施例，燃料系统可包括第一喷气燃料子系统50和第二替代燃料子系统58，在该示例中用于诸如气态氢或天然气的燃料。子系统50、58两者都可以设置有必要的泵送、管道、计量和传感部件。当发动机以气态燃料操作时，可能遇到对于独立的液体煤油系统的若干挑战。这些挑战中的一些包括控制发动机压缩机几何的“燃料液压”致动器的操作、液体燃料喷嘴耐久性、液体燃料泵润滑轴承所需的燃料以及总体发动机热管理，因为液体燃料通常用作热沉，尤其是用于对油进行冷却。图5示出了这种系统的更详细的示例，其中，两个燃料子系统50、58并联地铺设，但是可以通向共同的燃料喷嘴45。由于氢以气态形式使用，因此所希望的是燃料喷嘴45的尺寸将不与煤油燃料相同，因此，虽然喷嘴45主体可以是共同的，但是流动路径52、60可以是独立的，或者可以使用不同的喷嘴45，如前面关于图3A和3B所示。

在图5中示出的具体示例中，将注意到，用于使受控喷气燃料流量50循环的燃料输送系统包括两个不同的泵150、152，包括低压级泵150和高压级泵152，以及由伺服调节器156控制的计量系统154，伺服调节器156本身由IGVA伺服器158控制，并且燃料输送系统160由喷气燃料系统控制器如FADEC 162控制。在该示例中，设计成在操作期间使用燃料流的辅助系统以燃料至油热交换器（FOHE）164、低压级泵150、高压级泵152和燃料喷嘴本身45的形式存在。替代燃料子系统也设置有用于使氢或天然气的受控流率循环的燃料输送系统。在该示例中，替代燃料子系统58的燃料输送系统包括传感器和过滤器166以及计量系统168，所有这些都经由替代燃料控制器170而被控制。计量系统168可包括减压阀172、机电计量阀174和螺线管驱动的关闭阀176。在这种情况下，由于氢或天然气在其不同的储器178中被加压，因此替代燃料子系统58不需要泵。如本领域普通技术人员将理解的，在不同的实施例中，使用燃料流来进行其操作的辅助系统的许多替代燃料输送系统和构造是可能的。还将会理解，各种替代的控制方案是可能的，并且在替代的实施例中，两个燃料子系统可以由同一个控制器控制和/或以其它方式共享共同的部件。

例如，当以氢气操作时，煤油燃料控制系统可被设定为从所有燃料喷嘴45产生均匀流动所需的最小燃料流量。标准煤油系统使用分流阀以基于被命令的燃料流量的流量/背压来调度正在被供给燃料的喷嘴45的数量。对于一些发动机，被命令的怠速燃料流量可提供足够的燃料流量以使分流阀完全饱和，从而向所有煤油燃料喷嘴提供均匀的燃料流量。

当命令怠速燃料流量时，所产生的背压可以足以支持用于致动器支撑的压力要求；以及燃料泵轴承支撑所需的背压。

经过燃料至油热交换器（FOHE）164的燃烧的煤油也将有助于从发动机油系统提取热量。另外，通过保持经过燃料喷嘴45的最小液体燃料流量，可降低当恢复以煤油的主要操作时歧管180和燃料喷嘴通道中停滞的残余燃料焦化和潜在地阻塞煤油燃料喷嘴的风险。

在以氢操作时燃烧的任何煤油燃料将会补充给定功率条件所需的氢（即，继续导致定为目标的总能量消耗），因此扩展了机载给定量氢气的范围。

在不使用最小煤油燃料流量的情况下，该系统可能需要能够用多个动力源（燃料/气体、燃料/加压空气、燃料/电）来运行的致动系统。这种修改可能对当前飞行发动机的架构产生显著影响，并且增加了系统的重量和复杂性，否则该系统已被证明为且经常生产为“飞行安全的”系统。

此外，由不循环燃料流量引起的附加热负荷可能对油系统造成附加负荷；这可能需要增加热交换器表面积以进一步消散由油系统产生的热量。油系统是发动机核心的一部分，并且将具有类似的负载/散热要求，而与使用中的燃料系统无关。

根据另一方面，实施例可涉及使喷气燃料流量从一个或多个辅助系统的下游再循环到上游。

实际上，在一些实施例中，再循环回路可以存在于喷气燃料系统中以允许喷气燃料的再循环，在一个实施例中，可以使其最小化并且刚好足以满足使用喷气燃料的循环的一些辅助系统的要求，例如冷却或燃料液压致动器182操作。替代地，在一些情况下，可能优选的是，再循环回路例如使小于喷气燃料的最小流率106再循环，同时将喷气燃料的附加流率输送到燃烧器16。

因此，喷气燃料106的最小流率可以被维持以操作需要它的任何辅助系统，而燃烧的其余燃料可以是替代燃料。第一燃料子系统50具有从在一个或多个辅助系统56和燃烧器16之间延伸的导管段分支的再循环导管64以及阀72，其可选择性地操作以部分地或完全地将流量重新引导到再循环导管64而不是到燃烧器16。

因此，例如，喷气燃料子系统50可被操作以使燃料在辅助系统上再循环，而替代燃料子系统58可用于输送供给燃烧器16的燃料的全部或一部分。

返回参考图5，当以氢气操作时，煤油燃料控制系统可被设定到用于满足辅助系统的任何要求的最小燃料流量，并且该煤油燃料流量可在（一个或多个）辅助系统上被部分地或完全再循环。在一个实施例中，可保持到喷嘴45的最小煤油燃料流量，以保持那里的最小流量循环并防止潜在的焦化。对于一些发动机，被命令的怠速燃料流量可提供足够的燃料流量以使分流阀184完全饱和，从而向所有煤油燃料喷嘴提供均匀的燃料流量。在再循环路径的分支点处引入了螺线管致动的开关阀186，并且螺线管致动的开关阀186可由电子发动机控制器控制。当使用辅助燃料（在该示例中为氢气）时，开关阀186可被致动以将所有煤油流量引导到再循环导管64。

现在参考图6，在一个潜在的示例性实施例中，再循环导管64可在任何需要的辅助系统160（例如，热交换器或燃料液压致动器）的上游引回到入口管线200。实际上，煤油燃料系统可包含另外的可切换再循环导管64，将被命令的流量返回到系统入口200以保持用于燃料液压系统以及燃料和油冷却目的最小压力。再循环导管64可设置有另外的热交换器202，允许排出例如从油冷却获得的热量。再循环导管64可依次包括例如限流孔204、空气冷却热交换器202以及回到燃料系统入口200的连接件206。

当以氢运行时，通过在煤油系统上实施开关阀186，控制系统可以使用煤油计量阀154设定到预定的“模拟燃烧流量”。经过限流器204的转移流可提供煤油系统所需的背压，以支撑燃料控制器内的轴颈轴承，以及提供驱动致动器182所需的“燃料液压压力”。然后，通过使改道的流经过增加的热交换器202（空气冷却燃料冷却器（ACFC）），从油系统（通过煤油燃油热交换器（FOHE）164）提取的热量可消散到经过ACFC 202的空气流。这可以避免发动机油系统上的任何附加负荷或其冷却要求。

在一个替代的示例性实施例中，再循环导管64可引回到相应的燃料储器区域54。例如，煤油燃料系统可包含另外的可切换路径，将被命令的流量返回到机身燃料箱，以保持用于燃料液压系统以及燃料和油冷却目的的最小压力。

图6还更详细地示出了这样的示例性实施例。当使用氢气时，螺线管致动的开关阀186可以被致动，以引导液体煤油燃料通过限流孔204然后回到机身燃料箱而不是回到燃烧室16。

当以氢操作时，通过在煤油系统上实施开关阀186，控制系统可使用煤油计量阀设定预定的“模拟燃烧流量”。经过限流器的转移流提供煤油系统所需的背压，以支撑燃料控制器内的轴颈轴承，以及提供驱动致动器所需的“燃料液压压力”。另外，将过剩的流量返回到箱，从油系统（通过煤油燃油热交换器（FOHE）164）提取的热量可以返回到机身燃料箱并通过传导到过剩燃料/对流到环境中而消散。

此外，可以对煤油计量系统154进行机械计量修改。实际上，当以替代燃料（这里是氢）操作时，致动器支撑和热量提取所需的煤油燃料不是“主动（active）”值。可以通过被动装置来控制返回到箱的流量，所述被动装置例如是绕过计量阀的燃料计量单元154液压回路内的限流孔；根据FMU内的调节阀和/或泵速度将流量返回到箱。当以氢操作时，被动地（或机械地）控制返回到箱的流量可以消除对煤油系统的FADEC 162控制的需要。这可以减轻FADEC 162自身上的I/O需求，因为不再需要计量阀驱动器和反馈回路；以及消除了当以氢操作时煤油系统的第二燃料计划的需要。这可以简化系统的未来架构，因为不需要向燃料系统添加额外的软件和硬件冗余来支持替代燃料。

在不提供喷气燃料经过一个或多个需要的辅助系统的循环的情况下，系统可能需要能够利用多个动力源（燃料/气体、燃料/加压空气、燃料/电）的致动系统。这种修改可能对当前飞行发动机的架构产生显著影响，并且增加了系统的重量和复杂性，否则该系统已被证明为且经常生产为“飞行安全的”系统。此外，由不循环燃料流量引起的附加热负荷可能对油系统造成附加负荷；这可能需要增加热交换器表面积以进一步消散由油系统产生的热量。油系统是发动机核心的一部分，并且将具有类似的负载/散热要求，而与使用中的燃料系统无关。当以氢系统操作时，燃料系统可以是“死压头的（dead headed）”或非流动的。如果是死压头的，则燃料控制器内的燃料将随着长时间的使用（燃料泵仍然在转动）而过热，并且控制器内的内部再循环可能不足以提供所需的背压的量来支撑致动和泵轴承。在该具体示例中，在高速操作期间用作轴颈轴承的高压燃料泵轴承是辅助系统，其需要最小燃料压力来为燃料泵齿轮轴提供支撑。随着燃料温度升高，轴承支撑所需的燃料压力增大。

将会理解，本文使用的表述“控制器”不应以限制性的方式来解释。相反，其在广义上用于一般地指代某种形式的一个或多个处理单元以及某种形式的可由（一个或多个）处理单元访问的非暂时性存储器系统的组合。本文使用的单数形式的表述“控制器”的使用在其范围内包括协作地工作以执行给定功能的两个或更多计算机的组合。而且，本文使用的表述“控制器”在其范围内包括也适于执行其他功能的复杂计算系统的处理单元的部分能力的使用。类似地，本文使用的表述“控制器”不应以限制性方式来解释，而是以执行控制一个或多个装置（例如电子装置或致动器）的功能的装置或具有多于一个装置的系统的一般意义来解释。

将会理解，计算机或控制器的各种功能可以由硬件或硬件和软件二者的组合来执行。例如，硬件可以包括作为处理器的硅芯片的一部分而被包括的逻辑门。软件可以是数据的形式，例如存储在存储器系统中的计算机可读指令。关于计算机、控制器、处理单元或处理器芯片，表述“被构造成”涉及硬件或硬件和软件二者的组合的存在，其可操作以执行相关联的功能。

本文中描述的实施例提供了本技术的可能实现方式的非限制性示例。在阅读本公开后，本领域普通技术人员将会认识到，在不偏离本技术的范围的情况下，可以对本文描述的实施例进行改变。例如，辅助系统可以是燃气涡轮发动机的辅助系统，或者飞行器的另一辅助系统。鉴于本公开，本领域普通技术人员可以实现进一步的修改，这些修改将会在本技术的范围内。

Claims (20)

1.一种操作飞行器燃气涡轮发动机的方法，所述飞行器燃气涡轮发动机具有与燃烧室流体连通的至少一个燃料喷嘴，所述方法包括：

将第一燃料的受控流率输送经过至少一个辅助系统，包括所述至少一个辅助系统使用所述第一燃料的受控流率进行操作；

在所述输送所述第一燃料的受控流率的同时，使所述第一燃料的流率的至少一部分从所述至少一个辅助系统的下游返回到所述至少一个辅助系统的上游；以及

在所述输送所述第一燃料的受控流率的同时，将替代燃料的受控流率输送到所述至少一个燃料喷嘴。

2.根据权利要求1所述的方法，其中，所述返回包括使所述第一燃料的流率的至少一部分返回到在第一燃料储器和所述至少一个辅助系统之间延伸的导管，并且其中，所述替代燃料的受控流率被从替代燃料储器输送。

3.根据权利要求2所述的方法，其中，所述返回包括使用热交换器从所述第一燃料散热。

4.根据权利要求1所述的方法，其中，所述返回包括使所述第一燃料的流率的至少一部分返回到第一燃料储器。

5.根据权利要求1所述的方法，其中，所述返回包括限制所述流率。

6.根据权利要求1所述的方法，其中，所述返回包括返回所述受控流率的全部。

7.根据权利要求1所述的方法，其中，所述至少一个辅助系统具有被确定为足以用于其操作的第一燃料流率的给定最小值，其中，所述第一燃料的受控流率被设定为所述最小值，并且其中，超过所述最小值的发动机功率要求由所述替代燃料的受控流率满足。

8.根据权利要求1所述的方法，其中，所述至少一个辅助系统包括燃料至油热交换器，包括使所述受控流率中的至少一些经过所述燃料至油热交换器，并且使用所述第一燃料的受控流率来冷却所述燃料至油热交换器中的油。

9.根据权利要求1所述的方法，其中，所述至少一个辅助系统包括燃料液压致动器，包括将所述第一燃料的受控流率的压力传递到燃料液压致动器，并且使用所述受控流率的压力来操作所述燃料液压致动器。

10.根据权利要求1所述的方法，其中，第一燃料是喷气燃料。

11.根据权利要求1所述的方法，其中，所述替代燃料是氢。

12.根据权利要求1所述的方法，其中，所述替代燃料是天然气。

13. 一种用于燃气涡轮发动机的燃料系统，所述燃气涡轮发动机具有通向燃烧室的至少一个燃料喷嘴，所述燃料系统包括：

喷气燃料子系统，所述喷气燃料子系统具有喷气燃料导管、至少一个燃料输送系统、再循环导管和致动器阀，所述喷气燃料导管从第一储器区域经过至少一个辅助系统延伸到所述至少一个燃料喷嘴，所述至少一个辅助系统能够使用所述喷气燃料的流量来操作，所述至少一个燃料输送系统能够操作以使所述喷气燃料的受控流率在所述导管内并且经过所述至少一个辅助系统循环，所述再循环导管在所述至少一个辅助系统的下游从所述喷气燃料导管分支，所述致动器阀能够操作以将喷气燃料的流量选择性地引导到所述至少一个燃料喷嘴或引导到所述再循环导管；以及

替代燃料子系统，所述替代燃料子系统具有从第二储器区域延伸到所述至少一个燃料喷嘴的替代燃料导管。

14.根据权利要求13所述的燃料系统，其中，所述再循环导管具有出口，所述出口在所述第一储器区域和所述至少一个辅助系统之间流体地连接到所述喷气燃料导管。

15.根据权利要求13所述的燃料系统，其中，所述再循环导管具有热交换器。

16.根据权利要求13所述的燃料系统，其中，所述再循环导管具有出口，所述出口流体连接到所述第一储器区域。

17.根据权利要求13所述的燃料系统，其中，所述再循环导管包括限流器。

18.根据权利要求13所述的燃料系统，其中，所述致动器阀能够操作以选择性地将所述受控流率的全部引导到所述至少一个燃料喷嘴或引导到所述至少一个再循环导管。

19.根据权利要求13所述的燃料系统，其中，所述至少一个辅助系统包括燃料至油热交换器，所述燃料至油热交换器被构造成使用所述喷气燃料的受控流率来冷却所述燃料至油热交换器中的油。

20. 一种飞行器，所述飞行器具有燃气涡轮发动机具有燃气涡轮发动机和燃料系统，所述燃气涡轮发动机具有通向燃烧室的至少一个燃料喷嘴，所述燃料系统包括：

喷气燃料子系统，所述喷气燃料子系统具有喷气燃料导管、至少一个燃料输送系统、再循环导管和致动器阀，所述喷气燃料导管从第一储器区域经过至少一个辅助系统延伸到所述至少一个燃料喷嘴，所述至少一个辅助系统能够使用所述喷气燃料的流量来操作，所述至少一个燃料输送系统能够操作以使所述喷气燃料的受控流率在所述导管内并且经过所述至少一个辅助系统循环，所述再循环导管在所述至少一个辅助系统的下游从所述喷气燃料导管分支，所述致动器阀能够操作以将喷气燃料的流量选择性地引导到所述至少一个燃料喷嘴或引导到所述再循环导管；以及

替代燃料子系统，所述替代燃料子系统具有从第二储器区域延伸到所述至少一个燃料喷嘴的替代燃料导管。

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