CN116902209A - 飞行器补充燃料 - Google Patents

Abstract

一种为飞行器补充燃料的方法，该飞行器包括燃气涡轮发动机和燃料箱，该燃料箱布置成向燃气涡轮发动机提供燃料，该方法包括：获得对于预定飞行轮廓所需的能量的量；获得用于补充燃料的可用于该飞行器的燃料的热值；计算提供所需能量所需要的可用燃料的量；以及用计算量的可用燃料为飞行器补充燃料。计算提供所需能量所需要的可用燃料的量可包括获得已经在燃料箱中的燃料的能量含量，并从对于预定飞行轮廓所需的所确定的能量的量减去该能量含量。

Description

飞行器补充燃料

对相关申请的交叉引用

本说明书基于并要求于2022年4月12日提交的英国专利申请号2205343.3的优先权的权益，其全部内容以引用的方式并入到本文中。

技术领域

本公开涉及飞行器推进系统，并且涉及操作飞行器的方法，并且涉及修改飞行器的方法以便允许实施这种操作方法，该操作飞行器的方法涉及不同类型的燃料的管理，包括控制补充燃料。本公开还涉及用于确定航空燃料的一种或多种燃料特性的方法和系统。本公开还涉及根据所确定的燃料特性操作飞行器。

背景技术

在航空业中存在朝向使用不同于目前普遍使用的传统基于煤油的喷射燃料的趋势的预期。

发明内容

根据第一方面，提供了一种为飞行器补充燃料的方法，该飞行器包括燃气涡轮发动机和燃料箱，燃料箱布置成向燃气涡轮发动机提供燃料，该方法包括：

获得对于预定飞行轮廓(profile)所需的能量；

获得用于补充燃料的可用于飞行器的燃料的热值；

计算提供所需能量所需要的可用燃料的量；以及

用计算量的可用燃料来补充燃料。

对可用于飞行器的(一种或多种)燃料的(一个或多个)热值的认知能够允许对推进系统进行更有效的、定制的控制。例如，改变为具有较高热值的燃料可以允许较少量(质量或体积)的燃料来供应用于飞行的飞行器的能量需要。此外，由于需要更大的动力来提升更大质量的燃料，为预定飞行取得足够的燃料(包括高于预期能量需求的安全裕度)，但不完全填充(一个或多个)箱，可以通过减少飞行器的起飞重量来提供效率加分(efficiencybonus)。因此，对燃料的热值的认知能够用作改进飞行器性能的工具，例如避免携带过多的燃料重量。

计算提供所需能量所需要的可用燃料的量可以包括获得已经在(一个或多个)燃料箱中的燃料的能量含量——例如，从先前的补充燃料事件中剩余的燃料的能量含量——并且从对于预定飞行轮廓所需的所确定的能量的量减去该能量含量。

获得用于补充燃料的可用于飞行器的燃料的热值可包括例如经由用户接口接收可用燃料的热值数据的输入。

获得可用于飞行器的燃料的热值可以包括在电子通信中，例如从与燃料供应相关联的条形码或QR码的读取中接收热值数据，或者从燃料供应商或补充燃料设施接收消息。

获得可用于飞行器的燃料的热值可包括化学地和/或物理地确定可用燃料的热值，其可选地通过执行以下一项或多项：

i.识别可用燃料中的示踪物，诸如着色物，或用作标记的踪迹物质，并查找对应于该示踪物的热值(燃料中固有地存在的踪迹物质(其可能在燃料之间变化)可用于识别燃料，和/或可以故意添加物质以用作示踪物)；

ii.从可用燃料的一个或多个检测到的物理或化学性质推断热值；和/或

iii.(可选地使用燃气涡轮发动机)燃烧可用燃料的样本以直接确定其热值。

化学地和/或物理地确定可用燃料的热值可以在飞行器上执行，并且可选地可以在飞行器的操作中执行，例如在静止时/在补充燃料完成之前给照明、加热和/或空气调节提供动力的操作中执行。

尤其是(但不仅仅是)在手动输入热值的情形下，该方法还可以包括执行检查以验证热值/输入数据，检查包括可选地在起飞前的飞行器的操作(例如滑行或登机口处操作)期间测量燃气涡轮发动机中使用中的燃料的热值，并将其与通过不同途径获得的值进行比较。在不匹配超过阈值的情况下，飞行器可以返回登机口/补充燃料可重新开始。

确定燃料的热值可以通过在飞行器操作的第一时间段(在其期间燃气涡轮发动机使用燃料)期间监测发动机参数；以及基于所监测的发动机参数确定燃料的热值来执行。该确定步骤可用于——例如在补充燃料事件之前的飞行中——确定已经在飞行器箱中的燃料的热值，使得能够计算箱中剩余的能量并在补充燃料时从所需要的量扣除。该确定步骤还可用于要提供给飞行器的新的燃料——例如，在飞行器静止时和补充燃料完成之前，在燃气涡轮发动机/一个燃气涡轮发动机中燃烧小的样本，以便确定还要请求或接受多少燃料，或者作为检查的部分以确认补充燃料时获得的热值。

燃气涡轮发动机可以是主推进燃气涡轮发动机，或者可以是辅助动力单元(APU)的燃气涡轮发动机，辅助动力单元(APU)的燃气涡轮发动机可布置成向飞行器提供推进动力，也可以不布置成向飞行器提供推进动力。在某些情况下，可以通过在起动(一个或多个)主发动机之前在APU中燃烧小的样本来确定燃料性质。在附加的或备选的示例中，用于确定燃料特性的燃料样本的燃烧可以在(一个或多个)主推进发动机中的一个或多个中进行。

根据第二方面，提供了一种用于飞行器的推进系统，该推进系统包括：

燃气涡轮发动机；

燃料箱，该燃料箱布置成容纳燃料以为所燃气涡轮发动机提供动力；以及

补充燃料管理器，该补充燃料管理器布置成：

获得对于预定飞行轮廓所需的能量的量；

获得可用于飞行器的燃料的热值；

计算提供所需能量所需要的可用燃料的质量或体积；以及

输出所需要的可用燃料的质量或体积，以便允许飞行器相应地补充燃料。

对于预定飞行轮廓所需的能量的量可以包括超出对于飞行预期需要的量的安全裕度。安全裕度的大小可以基于各种飞行、环境条件和飞行器参数来决定。

推进系统还可以包括一个或多个传感器，一个或多个传感器布置成物理地和/或化学地检测燃料的一种或多种性质或特性。然后可以使用一种或多种燃料性质/传感器数据来推断或计算燃料的热值——这可以用于在补充燃料之前已经存在于(一个或多个)飞行器箱中的燃料和在补充燃料时提供给飞行器的燃料中的一者或两者。可以相应地选择传感器类型和位置。

推进系统可布置成实施第一方面的方法。

燃气涡轮发动机可选地包括：

发动机核心，该发动机核心包括涡轮、压缩机和将涡轮连接到压缩机的核心轴；以及

位于发动机核心的上游的风扇，该风扇包括多个风扇叶片，并且布置成由来自核心轴的输出驱动。

根据另一方面，提供了一种非暂时性计算机可读介质，其已在其上存储指令，该指令当由处理器执行时，使处理器：

获得对于飞行器的预定飞行轮廓所需的能量的量；

获得可用于飞行器的燃料的热值；

计算提供所需能量所需要的可用燃料的量；以及

输出所需要的可用燃料的质量或体积，以便允许飞行器相应地补充燃料。

指令还可布置成使处理器控制向飞行器的燃料输入，使得用计算量的可用燃料为飞行器补充燃料。

指令可布置成使处理器执行第一方面的方法。

根据第三方面，提供了一种检查飞行器的补充燃料的方法，该飞行器包括燃气涡轮发动机和燃料箱，燃料箱布置成向燃气涡轮发动机提供燃料，该方法包括：

在补充燃料时接收提供给飞行器的燃料的热值数据的输入；

独立地确定以下至少一项：

(i)在使用中供应给燃气涡轮发动机的燃料的热值；以及

(ii)在补充燃料时提供给飞行器的燃料的热值；以及

如果所确定的燃料的热值与所接收到的热值数据输入不一致，则提供警报。

如上文所用的“独立地”确定热值意指在不使用或参考输入热值数据的情况下确定热值——因此能够单独地获得关于热值的两个值并进行比较。因此，这两个值可以以完全不同的方式获得——例如，一个值可以由燃料供应商提供，并且一个值可以从传感器数据计算。

发明人领会到，由于不同的燃料能够具有不同的性质，同时仍然符合标准，对可用于飞行器的(一种或多种)燃料的认知能够允许对推进系统进行更有效的、定制的控制。因此，可以实施验证系统，例如，如果要基于燃料特性对飞行器控制做出改变，则实施燃料性质的检查，以建立对这种新的推进系统控制技术的信任并改进其可靠性。

第三方面的检查可以出于安全原因执行——以确保飞行器上的燃料的总能量足以用于预定的飞行，包括提供的任何安全裕度(例如，在恶劣天气或需要转向不同机场的情况下)。

第三方面的检查可以出于飞行器性能优化的原因执行——对飞行器上的(一种或多种)燃料的认知的置信度可以允许发动机操作根据(一种或多种)可用燃料来定制。

该方法可由飞行器系统和/或由机翼外单元执行。

燃气涡轮发动机可以是主推进燃气涡轮发动机或辅助动力单元(APU)的燃气涡轮发动机，辅助动力单元(APU)的燃气涡轮发动机可布置成向飞行器提供推进动力，也可以不布置成向飞行器提供推进动力。

该方法可包括在燃料测试单元中确定在补充燃料时提供给飞行器的燃料的热值。燃料测试单元可以在补充燃料现场处在机翼外提供。

确定在使用中供应给燃气涡轮发动机的燃料的热值可以在以下至少一个期间执行：(i)起飞前在地面上的一个或多个操作(例如发动机预热和/或飞行器的滑行)，以及(ii)爬升。应当领会，如果所确定的值与所接收到的热值数据输入不一致，则在飞行中相对早地执行确定可以有助于采取适当的校正动作。理想情况下，检查可以在飞行器离开地面之前执行，以防燃料不像预期的那样达到可建议补充燃料的那种程度。

确定在使用中供应给燃气涡轮发动机的燃料的热值可以通过燃烧从布置成用于向飞行器的辅助动力单元(APU)中的燃气涡轮发动机供应燃料的燃料箱取得的燃料并确定热值来执行。

确定在使用中供应给燃气涡轮发动机的燃料的热值可以通过在飞行器操作的第一时间段(在其期间燃气涡轮发动机使用燃料)期间感测发动机参数(推进燃气涡轮发动机和/或APU的燃气涡轮发动机的参数)并且基于所监测的发动机参数确定燃料的热值来执行。可选地，可以在第一时间段内监测一个或多个发动机参数。

确定在补充燃料时提供给飞行器的燃料的热值可以通过识别提供给飞行器的燃料中的示踪物(例如着色物或标记踪迹元素)并查找对应于该示踪物的热值来执行。

确定在补充燃料时提供给飞行器的燃料的热值可以通过从可用燃料的一个或多个检测到的物理或化学性质推断热值来执行。

接收在补充燃料时提供给飞行器的燃料的热值数据的输入可包括经由飞行器的用户接口接收数据输入，例如键入的值或从菜单选择的值。

接收在补充燃料时提供给飞行器的燃料的热值数据的输入可以包括接收电子通信到飞行器的数据，例如由供应商发送的或从读取条形码、QR码或与所提供的燃料相关联的其他代码而获得的数据。

根据第四方面，提供了一种用于飞行器的推进系统，该推进系统包括：

燃气涡轮发动机；

燃料箱，该燃料箱布置成容纳燃料以为燃气涡轮发动机提供动力；以及

燃料跟踪系统，该燃料跟踪系统布置成：

接收在补充燃料时提供给飞行器的燃料的热值数据的输入；

确定以下至少一项：

(i)在使用中供应给燃气涡轮发动机的燃料的热值；以及

(ii)在补充燃料时提供给飞行器的燃料的热值；以及

如果燃料的所确定的热值与所接收到的热值数据输入不一致，则提供警报。

燃气涡轮发动机可包括：

发动机核心，该发动机核心包括涡轮、压缩机和将涡轮连接到压缩机的核心轴；以及

位于发动机核心的上游的风扇，该风扇包括多个风扇叶片，并且布置成由来自核心轴的输出驱动。

推进系统还可以包括一个或多个传感器，一个或多个传感器布置成物理地和/或化学地检测燃料的一种或多种性质，一种或多种燃料性质用于推断或计算燃料的热值。这些传感器可用于确定在使用中供应给燃气涡轮发动机的燃料和在补充燃料时提供给飞行器的燃料中的一者或二者的热值。可以相应地选择传感器类型和位置。

推进系统还可包括一个或多个传感器，一个或多个传感器布置成在飞行器操作的第一时间段(在其期间燃气涡轮发动机(推进燃气涡轮发动机和/或APU的燃气涡轮发动机)使用燃料)期间感测至少一个发动机参数；至少一个发动机参数用于确定燃料的热值。

推进系统可布置成实施第三方面的方法。

根据第五方面，提供了一种为飞行器补充燃料的方法，该飞行器包括燃气涡轮发动机和燃料箱，该燃料箱布置成向燃气涡轮发动机提供燃料，该方法包括：

确定对于预定飞行轮廓所需的能量的量(可选地包括如上所提到的安全裕度)；

接收可用燃料的热值数据的输入；

计算提供所需能量所需要的可用燃料的量；

输出计算量的所需要的可用燃料，以便允许为飞行器相应地补充燃料；

确定以下至少一项：

(i)在补充燃料后在使用中供应给燃气涡轮发动机的燃料的热值；以及

(ii)在补充燃料时提供给飞行器的燃料的热值；以及

如果所确定的燃料的热值与所接收到的热值数据输入不一致，则提供警报。

计算提供所需能量所需要的(例如来自补充燃料容器或管道的)可用燃料的量可以包括获得已经在燃料箱中的燃料的热值，并使用该热值来计算来自已机载燃料的总可用能量，可选地使用一种或多种机载燃料的一个或多个热值以及每种燃料的量。然后可以从对于预定飞行轮廓所需的所确定的能量的量减去该值。因此，计算提供所需能量所需要的可用燃料的量可以包括获得已经在燃料箱中的燃料的能量值，并从对于预定飞行轮廓所需的确定的能量的量减去该能量值。

该方法还可以包括计算在补充燃料之后的混合燃料的热值。仅当混合燃料的计算的热值与在使用中供应给燃气涡轮发动机的燃料的确定的热值不匹配时，在使用中供应给燃气涡轮发动机的热值因此可以被确定为与所接收到的热值数据输入不一致。

根据第六方面，提供了一种确定供应给飞行器的燃气涡轮的燃料的热值的方法，该方法包括：

在飞行器操作的第一时间段(在其期间燃气涡轮发动机使用燃料)期间感测一个或多个发动机参数；以及

基于一个或多个感测的发动机参数，确定燃料的热值。

可重复感测，使得至少一个发动机参数随时间被监测，和/或提供对第一感测值的检查。

由于不同的燃料可能具有不同的性质，诸如不同的热值，同时仍然符合标准，当提供不同的燃料时，同一燃气涡轮发动机可以表现不同。因此，燃气涡轮发动机本身的性能能够用于确定当前提供给燃气涡轮发动机的燃料的热值。对可用于飞行器的(一种或多种)燃料的认知是有益的，因为它能够允许对推进系统进行更有效的、定制的控制和/或定制的加燃料。

飞行器操作的第一时间段可以包括(i)起飞前的发动机操作的时段，和(ii)爬升所花费的时间段中的至少一个。

飞行器操作的第一时间段可以包括在任何移动之前预热发动机所花费的时间段、起飞之前滑行所花费的时间段和/或爬升所花费的时间段。在其他示例中，第一时间段可以是在巡航期间。应当领会，在飞行中相对早地执行确定可以有助于利用所确定的热值。该确定可以在飞行器离开地面之前进行，以防燃料不像预期的那样达到可能建议补充燃料的那种程度，或者以便判断要装载多少燃料。在其他实施方式中，热值可用于影响飞行中的推进系统控制/在确定之后用于飞行的剩余部分。

所感测/监测的发动机参数可包括燃料流率、轴速度、燃烧器温升、生成的推力和排气温度中的一者或多者。

该方法还可包括执行检查以验证所确定的热值，检查包括将从发动机参数确定的燃料的热值与以下燃料的热值进行比较：

a)供应给飞行器(例如通过电子通信或使用图形用户接口)的燃料的热值；

b)从检测到的燃料性质(例如，从传感器数据)计算的燃料的热值；和/或

c)从在飞行器操作的不同时间段中感测的一个或多个发动机参数确定的燃料的热值。

燃料的热值可以被确定为与由同一燃气涡轮发动机使用的不同燃料的热值相比的相对值或变化。在从一种燃料改变到另一种燃料时监测/感测的发动机(一个或多个)参数的变化可用于确定热值的变化。

因此，可以在两个不同的时间段(对于两种不同燃料各一个)中感测/监测一个或多个发动机参数。燃料的变化可能是两个时间段之间对发动机控制做出的唯一变化。还可以选择两个时间段，使得海拔高度和/或其他外部参数对于两者来说至少基本上相同，并且因此可以选择为在时间上彼此接近，如果不是紧接地连续的话。可以在两个时间段之间留有间隔，以允许围绕燃料变化的任何瞬态行为。

发动机参数可以替代地在单个时间段内监测，在该单个时间段期间在两种不同燃料之间做出变化。燃料的变化可能是此时间段期间对发动机控制做出的唯一变化。在一些示例中，围绕燃料变化的任何瞬态行为可用于确定热值。

发动机参数可以是或包括轴速度和燃料流率。

发动机参数可以是或包括跨燃烧器的温升和燃料流率。

被监测以确定被燃烧的燃料的热值的燃气涡轮发动机可以是飞行器的推进燃气涡轮发动机。

被监测以确定被燃烧的燃料的热值的燃气涡轮发动机可以是飞行器的辅助动力单元的燃气涡轮发动机。在这种情况下，热值可以在起动飞行器的推进燃气涡轮发动机之前确定。

根据第七方面，提供了一种操作飞行器的方法，该飞行器包括燃气涡轮发动机和燃料箱，燃料箱布置成向燃气涡轮发动机供应燃料，该方法包括：

在飞行器操作的第一时间段(在其期间燃气涡轮发动机使用燃料)期间感测一个或多个发动机参数；

基于所感测的(一个或多个)发动机参数，确定与燃料的热值相关或包括燃料的热值的数据；以及

基于所确定的数据在飞行器操作的第二时间段期间调整(例如优化)发动机性能。

可重复感测，使得至少一个发动机参数随时间被监测，和/或提供对第一感测值的检查。

因此，对燃料的热值的认知能够用作改进飞行器在飞行中的性能的工具，例如，测定在给定大气条件下在飞行器后面形成凝结尾流的可能性，并在飞行中途在适当时改变燃料源或海拔高度，或者使用较低热值的燃料进行较低推力操作。

飞行器操作的第一时间段可以包括(i)起飞前的发动机操作的时段，以及(ii)爬升所花费的时间中的至少一个。飞行器操作的第一时间段可以包括在移动之前预热发动机所花费的时间、在起飞之前滑行所花费的时间和爬升所花费的时间中的至少一个。备选地或附加地，第一时间段可以在巡航时段内的早期(例如在巡航时间的前1％、5％或10％内)，因此允许此后发动机性能的优化。

飞行器操作的第二时间段可以是在巡航中花费的时间段，并且可选地可以是整个巡航。

调整发动机性能可包括以下至少一项：

·改变燃料流率；

·改变泵溢流；

·改变海拔高度；

·改变导向叶翼分级；以及

·改变燃料。

根据第八方面，提供了一种用于飞行器的动力系统，该动力系统包括：

燃气涡轮发动机；

燃料箱，该燃料箱布置成容纳燃料以为燃气涡轮发动机提供动力；以及

燃料跟踪系统，该燃料跟踪系统布置成：

在飞行器操作的第一时间段(在其期间燃气涡轮发动机使用燃料)期间感测一个或多个发动机参数；以及

基于感测到的(一个或多个)发动机参数确定燃料的热值。

燃气涡轮发动机可包括：发动机核心，发动机核心包括涡轮、压缩机和将涡轮连接到压缩机的核心轴；以及位于发动机核心的上游的风扇，该风扇包括多个风扇叶片并布置成由来自核心轴的输出驱动。

燃气涡轮发动机可布置成向飞行器提供推进动力。因此，动力系统可以被描述为推进系统。

备选地，燃气涡轮发动机可以是飞行器的辅助动力单元(APU)，并且可以不布置成提供推进动力。

动力系统还可包括至少一个传感器，至少一个传感器布置成感测至少一个发动机参数。

动力系统还可以包括一个或多个传感器，一个或多个传感器布置成物理地和/或化学地检测燃料的一种或多种性质或特性，一种或多种燃料性质或特性用于推断或计算燃料的热值。

根据第九方面，提供了一种用于飞行器的推进系统，该推进系统包括燃气涡轮发动机和一个或多个燃料箱，一个或多个燃料箱布置成容纳燃料以为燃气涡轮发动机提供动力，箱中的一个或多个容纳燃料，燃料是可持续航空燃料——SAF——或者是包括SAF的燃料共混物，SAF具有煤油的密度ρ_K的90％与98％之间的密度和煤油的热值CV_K的101％与105％之间的热值。

因此，推进系统包括至少一个燃料箱，该至少一个燃料箱布置成存储燃料以为燃气涡轮发动机提供动力，其中所存储的燃料包括至少一定比例的可持续航空燃料——SAF。如果存储的燃料是SAF共混物，而不是纯SAF，那么共混物的热值和密度将介于SAF的热值和密度与煤油的热值和密度之间。

燃气涡轮发动机包括：

燃烧器；以及

燃料泵，其布置成以能量流率C从燃料箱中的一个或多个向燃烧器供应燃料，该燃料泵具有入口和出口，入口布置成接收来自(一个或多个)燃料箱中的一种或多种的燃料，出口布置成以泵输出体积流率Q输出燃料，一定比例的输出燃料被提供给燃烧器并且剩余部分被再循环(即，经由一个或多个系统或部件直接或间接地从泵出口送回入口)，通过泵、被再循环/未提供给燃烧器的燃料百分比被称为溢流百分比，并且其中供应给泵的燃料包括X％SAF，其中X％在从5％至100％的范围内，其中燃料的任何剩余部分是煤油，并且具有密度ρ_F和热值CV_F。

推进系统布置成使得：

(无量纲)燃料改变溢流比R_s为：

其等于：

X可以大于50，使得供应给燃烧器的燃料大于50％SAF。

应当领会，不同的箱可以保持具有不同％SAF的燃料。

燃气涡轮发动机可布置成使得对于最大起飞推力在从400kN至500kN范围内的发动机，R_s在巡航时在以下范围内：

并且可选地在以下范围内：

其中Q(燃料流率)以升每秒、CV(热值)以MJ/kg、ρ(密度)以千克每升测量，其中K和F下标分别用于煤油和SAF或SAF共混燃料。

燃气涡轮发动机可被布置成使得对于最大起飞推力在从300kN至350kN范围内的发动机，R_s在巡航时在以下范围内：

并且可选地在以下范围内：

其中，如上所述，Q以升每秒、CV以MJ/kg、ρ以千克每升测量。

SAF比例(X％)可以是按重量的。

燃气涡轮发动机可布置成使得R_S≤1.04。

燃气涡轮发动机可布置成使得R_S≥1.003。

燃气涡轮发动机可布置成使得R_S≥1.014。当SAF比例大于或等于75％时可以是R_S≥1.014。

除了考虑燃料性质之外，R_s可以基于环境温度、海拔高度和巡航的阶段中的一者或多者而变化。

燃气涡轮发动机可布置成使得对于恒定的温度和海拔高度，R_s在巡航开始与结束之间降低小于0.15％。

燃气涡轮发动机可布置成使得当海拔高度增加至少600米时R_s降低至少0.11％。

燃气涡轮发动机可包括：发动机核心，发动机核心包括涡轮、燃烧器、压缩机和将涡轮连接到压缩机的核心轴；以及位于发动机核心的上游的风扇，该风扇包括多个风扇叶片并布置成由来自核心轴的输出驱动。

一个或多个箱中的一个燃料箱可容纳纯SAF，纯SAF具有煤油密度ρ_K的90％与98％之间的密度和煤油热值CV_K的101％与105％之间的热值。备选地或附加地，一个或多个箱中的一个燃料箱可容纳共混燃料，该共混燃料包括一定比例的SAF，该SAF具有煤油密度ρ_K的90％与98％之间的密度和煤油热值CV_K的101％与105％之间的热值，并与基于煤油的燃料混合以形成共混物。

根据第十方面，提供了一种用于飞行器的推进系统，该推进系统包括燃气涡轮发动机和至少一个燃料箱，该至少一个燃料箱布置成存储燃料以为燃气涡轮发动机提供动力，其中所存储的燃料包括至少一定比例的可持续航空燃料——SAF，SAF具有煤油的密度ρ_K的90％与98％之间的密度，和煤油的热值CV_K的101％与105％之间的热值，

燃气涡轮发动机包括：

燃烧器；以及

燃料泵，其布置成将燃料从燃料箱中的一个或多个供应到燃烧器，燃料泵具有入口和出口，入口布置成接收来自燃料箱中的一个或多个的燃料，供应给泵的燃料包括X％SAF(其中燃料的任何剩余部分是煤油)，出口布置成输出燃料，一定比例的输出燃料被提供给燃烧器并且剩余部分被再循环，通过泵、被再循环/未提供给燃烧器的燃料的百分比被称为溢流百分比，

并且其中推进系统布置成使得：

燃料改变溢流比R_s为：

其中X％至少为30％，大于或等于1.003。

这里使用的是重量SAF百分比，而不是体积SAF百分比——因此燃料是按重量计的X％SAF。由于燃料的不同密度，体积SAF百分比将会略有不同——在一些实施方式中可以使用按体积的百分比，并且给出的数字可以被相应地调整。

推进系统，并且更具体地，燃气涡轮发动机，可布置成使得：

当X为50(即燃料为按重量计的50％SAF)时，燃料改变溢流比可为至少1.0066。

当X为100时，使得燃料是纯SAF，燃料改变溢流比可为至少1.0138。

燃气涡轮发动机可布置成使得R_s基于环境温度、海拔高度和巡航阶段中的一者或多者而变化。

燃气涡轮发动机可布置成使得对于恒定的温度和海拔高度，R_s在巡航的开始与结束之间降低小于0.15％。

燃气涡轮发动机可布置成使得当海拔高度增加至少600米时R_s降低至少0.11％。

燃气涡轮发动机可布置成使得R_s小于或等于1.04。

燃气涡轮发动机可布置成使得R_s大于或等于1.003。

燃气涡轮发动机可布置成使得R_s大于或等于1.014。

根据第十一方面，提供了一种操作飞行器的方法，该飞行器包括推进系统，推进系统包括燃气涡轮发动机和至少一个燃料箱，燃气涡轮发动机包括燃烧器，至少一个燃料箱布置成存储燃料以为燃气涡轮发动机提供动力，其中所存储的燃料包括至少一定比例的可持续航空燃料——SAF——其具有在煤油的密度ρ_K的90％与98％之间的密度和在煤油的热值CV_K的101％与105％之间的热值，燃气涡轮发动机包括燃料泵，燃料泵布置成以能量流率C将燃料从燃料箱中的一个或多个供应到燃烧器，燃料泵具有入口和出口，入口布置成接收来自一个或多个燃料箱的燃料，出口布置成以泵输出体积流率Q输出燃料，一定比例的输出燃料被提供到燃烧器并且剩余部分被再循环，通过泵、被再循环的燃料的百分比被称为溢流百分比，该方法包括：

从燃料箱中的一个或多个向燃气涡轮发动机供应燃料，供应给燃气涡轮发动机的燃料包括X％SAF，其中X％在从5％至100％的范围内，其中燃料的任何剩余部分是煤油，并且其中燃料具有密度ρ_F和热值CV_F；以及

控制推进系统，使得：

燃料改变溢流比R_s为：

其等于：

该方法可包括控制推进系统，使得如上文针对第九方面和第十方面所描述的与R_s有关的条件中的任何条件适用。

X％可以在50％至100％的范围内。

根据第十二方面，提供了一种操作飞行器的方法，该飞行器包括推进系统，推进系统包括燃气涡轮发动机和一个或多个燃料箱，一个或多个燃料箱布置成容纳燃料以为燃气涡轮发动机提供动力，箱中的一个或多个容纳至少一定比例的可持续航空燃料——SAF——其具有煤油密度ρ_K的90％与98％之间的密度和煤油热值CV_K的101％与105％之间的热值：

燃气涡轮发动机包括：

燃烧器；以及

燃料泵，其布置成将燃料从燃料箱中的一个或多个供应到燃烧器，该燃料泵具有入口和出口，入口布置成接收来自一个或多个燃料箱的燃料，供应给泵的燃料包括X％SAF，其中燃料的任何剩余部分是煤油，出口布置成输出燃料，一定比例的输出燃料被提供到燃烧器，并且剩余部分被再循环，通过泵、被再循环的燃料的百分比被称为溢流百分比。

推进系统布置成使得：

燃料改变溢流比R_s被限定为：

当X％为至少30％时(即，当燃料按重量/质量计为至少30％SAF时)，R_s大于或等于1.003。

该方法可包括控制推进系统，使得如上文针对第九方面和第十方面所描述的与R_s有关的条件中的任何条件适用。

根据第十三方面，提供了一种确定适合于为飞行器的燃气涡轮发动机提供动力的航空燃料的一种或多种燃料特性的方法，该方法包括：

确定正在装载或已经装载到飞行器上的燃料的质量；

确定燃料的对应体积；以及

基于所确定的质量和体积确定燃料的一种或多种燃料特性。

发明人已经领会到，通过测量正装载或已装载到飞行器上的燃料的质量和体积参数，能够确定燃料的一种或多种特性。

确定一种或多种燃料特性可以包括基于所确定的燃料质量和燃料体积来计算燃料密度。一种或多种燃料特性可以基于密度。可以通过将该密度与具有已知密度和待确定的对应燃料特性的燃料的查找表进行比较来获得一种或多种燃料特性。

确定燃料的质量可以包括在用于将燃料输送到飞行器上的一个或多个燃料箱的燃料供应管线内的一点处测量质量流率。

确定燃料的体积可以包括在用于将燃料输送到飞行器上的一个或多个燃料箱的燃料供应管线内的一点处测量体积流率。

确定燃料的质量可以包括测量以下任何一者或多者的质量和/或质量变化：飞行器；飞行器上的一个或多个燃料箱；从其供应燃料的燃料罐式车辆；或者从其向飞行器供应燃料的存储容器。

确定燃料的体积可以包括测量以下燃料的体积和/或体积的变化：存储在飞行器上的一个或多个燃料箱中的燃料；和/或存储在从其向飞行器供应燃料的燃料存储容器中的燃料。

所确定的一种或多种燃料特性可包括以下任何一种或多种：

(i)燃料的烃分布

(ii)燃料中可持续航空燃料的百分比；和/或

(iii)燃料的芳烃含量。

一种或多种燃料特性可包括燃料是化石燃料(例如煤油)的指示。

还可以基于指示燃料的温度的信号来确定一种或多种燃料特性。

根据第十四方面，提供了一种燃料特性确定系统，该燃料特性确定系统用于确定适合于为飞行器的燃气涡轮发动机提供动力的航空燃料的一种或多种燃料特性，该系统包括：

燃料特性确定模块，其布置成：

接收燃料质量信号，该燃料质量信号指示正在装载或已装载到飞行器上的燃料的质量；

接收燃料体积信号，该燃料体积信号指示正在装载或已装载到飞行器上的燃料体积；以及基于燃料体积和燃料质量信号确定燃料的一种或多种燃料特性。

燃料特性确定模块可以被配置成基于燃料质量信号和燃料体积信号来计算燃料的密度。

燃料特性确定系统还可以包括质量传感器，质量传感器布置成测量燃料质量，其中从质量传感器接收燃料质量信号。

燃料特性确定系统还可以包括体积传感器，体积传感器布置成测量燃料的体积，其中从体积传感器接收燃料体积信号。

质量传感器可以是质量流率计。体积传感器可以是体积流率计。

质量流率计可布置成在用于将燃料输送到飞行器上的一个或多个燃料箱的燃料供应管线内的一点处测量质量流率。

体积流率计可布置成在用于向飞行器上的一个或多个燃料箱供应燃料的燃料供应管线内的一点处测量体积流率。

燃料质量信号可以基于以下任何一者或多者的测量质量和/或质量变化：飞行器；飞行器上的一个或多个燃料箱；从其供应燃料的燃料罐式车辆；或者从其向飞行器供应燃料的存储容器。质量传感器可布置成测量前一句中的参数中的任何参数。

燃料体积信号可以基于以下燃料的测量的体积和/或体积变化：存储在飞行器上的一个或多个燃料箱中的燃料；和/或存储在从其向飞行器供应燃料的燃料存储容器中的燃料。体积传感器可布置成测量这些参数中的任一个。

所确定的一种或多种燃料特性可包括以下任何一种或多种：

(i)燃料的烃分布；

(ii)燃料中可持续航空燃料的百分比；和/或

(iii)燃料的芳烃含量。

一种或多种燃料特性可包括燃料是化石燃料(例如煤油)的指示。

确定模块还可布置成基于指示燃料的温度的信号来确定一种或多种燃料特性。

根据第十五方面，提供了一种操作具有燃气涡轮发动机的飞行器的方法，该方法包括：

使用第十三方面的方法确定一种或多种燃料特性；以及

根据一种或多种燃料特性操作飞行器。

根据所述一种或多种燃料特性操作飞行器可包括：

a)响应于一种或多种燃料特性修改飞行器的控制参数，优选地修改燃气涡轮发动机的控制参数；和/或

b)在飞行器的补充燃料期间提供具有不同燃料特性的燃料。

根据第十六方面，提供了一种飞行器，该飞行器包括第十四方面的燃料特性确定系统，该飞行器还包括控制系统，该控制系统布置成根据由燃料特性确定系统确定的一种或多种燃料特性来控制飞行器的操作。

根据第十七方面，提供了一种确定适合于为飞行器的燃气涡轮发动机提供动力的航空燃料的一种或多种燃料特性的方法，燃气涡轮发动机具有燃烧器，燃烧器被供应来自飞行器的燃料系统的燃料，该方法包括：

确定供应给燃烧器的燃料的质量；

确定供应给燃烧器的燃料的对应体积；以及

基于所确定的质量和体积确定一种或多种燃料特性。

发明人已经领会到，在燃气涡轮发动机的操作期间，当燃料被供应到燃气涡轮发动机的燃烧器时，能够通过测量燃料的质量和体积参数来确定一种或多种燃料特性。能够基于燃料的测量质量和体积来确定一种或多种燃料特性。

确定一种或多种燃料特性可以包括基于所确定的燃料质量和燃料体积来计算燃料密度。一种或多种燃料特性可以基于密度。可以通过将该密度与具有已知密度和待确定的对应燃料特性的燃料的查找表进行比较来获得一种或多种燃料特性。

确定燃料的质量可以包括确定供应给燃烧器的燃料的质量流率。

燃料系统可包括发动机燃料系统，发动机燃料系统形成燃气涡轮发动机的部分。质量流率可在发动机燃料系统的燃料流道中的一点处测量。可以在燃料即将到达燃烧器之前测量质量流率。

质量流率可以基于设置在燃料系统中的燃料泵的操作参数来确定。可以使用质量流量计基于对燃料流的测量来确定质量流率。

确定燃料的体积可以包括确定供应给燃烧器的燃料的体积流率。

体积流率可在发动机燃料系统的燃料流道中的一点处测量。可以在燃料即将到达燃烧器之前测量体积流率。可以在邻近该质量流率的位置处测量体积流率。

体积流率可以基于设置在燃料系统中的泵的操作参数来确定。可以使用体积流量计基于对燃料流的测量来确定体积流率。

所确定的一种或多种燃料特性包括以下中的任何一种或多种：

(i)燃料的烃分布；

(ii)燃料中可持续航空燃料的百分比；和/或

(iii)燃料的芳烃含量。

一种或多种燃料特性包括燃料是化石燃料(例如煤油)的指示。

根据第十八方面，提供一种燃料特性确定系统，该燃料特性确定系统用于确定适合于为飞行器的燃气涡轮发动机提供动力的航空燃料的一种或多种燃料特性，燃气涡轮发动机具有燃烧器，燃烧器被供应来自飞行器的燃料系统的燃料，燃料特性确定系统包括：

燃料特性确定模块，其布置成：

接收燃料质量信号，燃料质量信号指示供应到燃烧器的燃料的质量；

接收指示供应给燃烧器的燃料的体积的燃料体积信号；以及

基于燃料体积和燃料质量信号确定燃料的一种或多种燃料特性。

燃料特性确定模块可以被配置成基于燃料质量信号和燃料体积信号来计算燃料的密度。

燃料特性确定系统还可以包括质量流量计，质量流量计布置成测量供应给燃烧器的燃料的质量流率。燃料质量信号可以从质量流量计接收。

燃料特性确定系统还可以包括体积流量计，该体积流量计布置成测量供应给燃烧器的燃料的体积流率。燃料体积信号可以从体积流量计接收。

质量流量计和/或体积流量计可布置成测量在燃气涡轮发动机的发动机燃料系统的燃料流道中的一点处测量的燃料的流量。质量流量计和/或体积流量计可布置成测量在燃料即将到达燃烧器之前的一点处测量的燃料的流量。

燃料系统还可以包括燃料泵，燃料泵布置成向燃烧器提供燃料。

燃料质量信号和/或燃料体积信号可以基于燃料泵的操作参数。

所确定的一种或多种燃料特性包括以下中的任何一种或多种：

(i)燃料的烃分布；

(ii)燃料中可持续航空燃料的百分比；和/或

(iii)燃料的芳烃含量。

一种或多种燃料特性包括燃料是化石燃料(例如煤油)的指示。

根据第十九方面，提供了一种操作飞行器的方法，该飞行器具有燃气涡轮发动机，该方法包括：

使用第十七方面的方法确定一种或多种燃料特性；以及

根据一种或多种燃料特性操作飞行器。

根据一种或多种燃料特性操作飞行器可包括：

a)响应于一种或多种燃料特性修改飞行器的控制参数，优选地修改燃气涡轮发动机的控制参数；和/或

b)在飞行器的补充燃料期间提供具有不同燃料特性的燃料。

根据第二十方面，提供了一种飞行器，该飞行器包括第十八方面的燃料特性确定系统，该飞行器还包括控制系统，该控制系统布置成根据由燃料特性确定系统确定的一种或多种燃料特性来控制飞行器的操作。

本公开可以应用于燃气涡轮发动机的任何相关配置。这种燃气涡轮发动机可以是例如涡轮风扇燃气涡轮发动机、开式转子燃气涡轮发动机(其中螺旋桨不被机舱包围)、涡轮螺旋桨发动机或涡轮喷气发动机。任何这样的发动机可以设有也可以不设有补燃室。

根据本公开的任何方面的燃气涡轮发动机可以包括发动机核心，该发动机核心包括涡轮、燃烧器、压缩机和将涡轮连接到压缩机的核心轴。这样的燃气涡轮发动机可包括风扇(具有风扇叶片)。这样的风扇可以位于发动机核心的上游。备选地，在一些示例中，燃气涡轮发动机可包括位于发动机核心的下游的风扇，例如其中燃气涡轮发动机是开式转子或涡轮螺旋桨发动机(在这种情况下，风扇可称为螺旋桨)。

在燃气涡轮发动机是开式转子或涡轮螺旋桨发动机的情况下，燃气涡轮发动机可包括两个相反旋转的螺旋桨级，这两个相反旋转的螺旋桨级经由轴附接到自由动力涡轮并由自由动力涡轮驱动。螺旋桨可以以相反的方式旋转，使得一个绕发动机的旋转轴线顺时针旋转，而另一个绕发动机的旋转轴线逆时针旋转。备选地，燃气涡轮发动机可包括螺旋桨级和导向叶翼级，导向叶翼级配置在螺旋桨级下游。导向叶翼级可以是可变螺距的。因此，高压、中压和自由动力涡轮可分别通过合适的互连轴驱动高压和中压压缩机和螺旋桨。因此，螺旋桨可提供大部分推进推力。

在燃气涡轮发动机是开式转子或涡轮螺旋桨发动机的情况下，螺旋桨级中的一个或多个可以由齿轮箱驱动。齿轮箱可以是本文描述的类型。

根据本公开的发动机可以是涡轮风扇发动机。这样的发动机可以是直接驱动涡轮风扇发动机，其中风扇直接连接到风扇驱动涡轮，例如没有齿轮箱。在这种直接驱动涡轮风扇发动机中，风扇可以说以与风扇驱动涡轮相同的旋转速度旋转。

根据本公开的发动机可以是齿轮传动涡轮风扇发动机。在这样的布置中，发动机具有经由齿轮箱驱动的风扇。因此，这样的燃气涡轮发动机可以包括齿轮箱，该齿轮箱接收来自核心轴的输入并向风扇输出驱动，以便以低于核心轴的旋转速度驱动风扇。向齿轮箱的输入可以直接来自核心轴，或者间接来自核心轴，例如经由直齿轴和/或齿轮。核心轴可以刚性地连接涡轮机和压缩机，使得涡轮和压缩机以相同的速度旋转(其中风扇以较低的速度旋转)。

本文所描述和/或要求保护的燃气涡轮发动机可以具有任何合适的一般架构。例如，燃气涡轮发动机可以具有连接涡轮和压缩机的任何期望数量的轴，例如一个、两个或三个轴。纯粹作为示例，连接到核心轴的涡轮可以是第一涡轮，连接到核心轴的压缩机可以是第一压缩机，并且核心轴可以是第一核心轴。发动机核心还可以包括第二涡轮、第二压缩机和将第二涡轮连接到第二压缩机的第二核心轴。第二涡轮、第二压缩机和第二核心轴可布置成以比第一核心轴更高的旋转速度旋转。

在这样的布置中，第二压缩机可以位于第一压缩机的轴向下游。第二压缩机可布置成接收(例如直接接收，例如经由大体上环形的导管)来自第一压缩机的流。

齿轮箱可布置成由核心轴(例如上面示例中的第一核心轴)驱动，核心轴被配置成(例如在使用中)以最低旋转速度旋转。例如，齿轮箱可布置成仅由构造成(例如在使用中)以最低转速旋转的核心轴驱动(例如，在上面的示例中，仅是第一核心轴，而不是第二核心轴)。备选地，齿轮箱可布置成由任何一个或多个轴(例如上面示例中的第一轴和/或第二轴)驱动。

齿轮箱可以是减速齿轮箱(因为到风扇的输出是比来自核心轴的输入更低的旋转速率)。可使用任何类型的齿轮箱。例如，齿轮箱可以是“行星式”或“星形”齿轮箱，如本文其他地方更详细描述的。这样的齿轮箱可以是单级的。备选地，这种齿轮箱可以是复合齿轮箱，例如复合行星齿轮箱(其可以具有太阳齿轮上的输入和环形齿轮上的输出，并且因此被称为“复合星形”齿轮箱)，例如具有两个减速级。

齿轮箱可以具有任何期望的减速比(限定为输入轴的旋转速度除以输出轴的旋转速度)，例如大于2.5，例如在从3至4.2，或3.2至3.8的范围内，例如大约或至少3、3.1、3.2、3.3、3.4、3.5、3.6、3.7、3.8、3.9、4、4.1或4.2。例如，齿轮比可以在前一句中的值中的任意两个值之间。纯粹作为示例，齿轮箱可以是具有在从3.1或3.2至3.8范围内的减速比的“星形”齿轮箱。纯粹作为另一示例，齿轮箱可以是具有在3.0至3.1范围内的减速比的“星形”齿轮箱。纯粹作为另一示例，齿轮箱可以是具有在3.6至4.2范围内的减速比的“行星式”齿轮箱。在一些布置中，齿轮比可以在这些范围之外。

在如本文所描述和/或要求保护的任何燃气涡轮发动机中，给定组成或共混物的燃料被提供给燃烧器，燃烧器可以相对于流路设置在风扇和(一个或多个)压缩机的下游(例如轴向下游)。例如，在提供第二压缩机的情况下，燃烧器可以在第二压缩机的直接下游(例如在第二压缩机的排出口处)。作为另一示例，在提供第二涡轮的情况下，燃烧器的排出口处的流可以提供到第二涡轮的入口。燃烧器可以设置在(一个或多个)涡轮的上游。

压缩机或每个压缩机(例如如上所描述的第一压缩机和第二压缩机)可以包括任何数量的级，例如多个级。每个级可以包括成排的转子叶片和成排的定子叶翼，定子叶翼可以是可变的定子叶翼(因为它们的入射角可以是可变的)。成排的转子叶片和成排的定子叶翼可以从彼此轴向偏移。例如，燃气涡轮发动机可以是包括13或14个压缩机级(除了风扇之外)的直接驱动涡轮风扇燃气涡轮发动机。这样的发动机例如可包括第一(或“低压”)压缩机中的3个级和第二(或“高压”)压缩机中的10个或11个级。作为另一示例，燃气涡轮发动机可以是“齿轮传动”燃气涡轮发动机(其中风扇由第一核心轴经由减速齿轮箱驱动)，该“齿轮传动”燃气涡轮发动机包括11、12或13个压缩机级(除了风扇之外)。这样的发动机可包括在第一(或“低压”)压缩机中的3个或4个级和在第二(或“高压”)压缩机中的8个或9个级。作为另一示例，燃气涡轮发动机可以是“齿轮传动”燃气涡轮发动机，该“齿轮传动”燃气涡轮发动机具有在第一(或“低压”)压缩机中的4个级和在第二(或“高压”)压缩机中的10个级。

涡轮或每个涡轮(例如如上文所描述的第一涡轮和第二涡轮)可以包括任何数量的级，例如多个级。每个级可以包括成排的转子叶片和成排的定子叶翼。成排的转子叶片和成排的定子叶翼可以从彼此轴向偏移。第二(或“高压”)涡轮可以在任何布置(例如，不管它是齿轮传动发动机还是直接驱动发动机)中包括2个级。燃气涡轮发动机可以是直接驱动燃气涡轮发动机，该直接驱动燃气涡轮发动机包括具有5个、6个或7个级的第一(或“低压”)涡轮。备选地，燃气涡轮发动机可以是“齿轮传动”燃气涡轮发动机，该“齿轮传动”燃气涡轮发动机包括具有3个或4个级的第一(或“低压”)涡轮。

每个风扇叶片可以被限定为具有从径向内部气体洗涤位置或0％翼展位置处的根部(或毂)延伸到100％翼展位置处的尖部的径向翼展。毂处的风扇叶片的半径与尖部处的风扇叶片的半径之比可以小于(或大约为)以下中的任一个：0.4、0.39、0.38、0.37、0.36、0.35、0.34、0.33、0.32、0.31、0.3、0.29、0.28、0.27、0.26或0.25。毂处的风扇叶片的半径与尖部处的风扇叶片的半径之比可以在由前一句中的任意两个值所界定的包括端值的范围内(即，这些值可以形成上限或下限)，例如在从0.28到0.32或者0.29到0.30的范围内。这些比可以通常被称为毂与尖部的比。毂处的半径与尖部处的半径两者都可以在叶片的前缘(或轴向最前)部分处测量。毂与尖部的比当然指的是风扇叶片的气体洗涤部分，即任何平台的径向外部的部分。

风扇的半径可以在发动机中心线与在风扇叶片的前缘处的风扇叶片的尖部之间测量。风扇直径(其可以简单地是风扇的半径的两倍)可以大于(或大约为)以下中的任一个：140cm、170cm、180cm、190cm、200cm、210cm、220cm、230cm、240cm、250cm(约100英寸)、260cm、270cm(约105英寸)、280cm(约110英寸)、290cm(约115英寸)、300cm(约120英寸)、310cm、320cm(约125英寸)、330cm(约130英寸)、340cm(约135英寸)、350cm、360cm(约140英寸)、370cm(约145英寸)、380cm(约150英寸)、390cm(约155英寸)、400cm、410cm(约160英寸)或420cm(约165英寸)。风扇直径可以在由前一句中的任意两个值所界定的包括端值的范围内(即，这些值可以形成上限或下限)，例如在从240cm至280cm或330cm至380cm的范围内。纯粹作为非限制性示例，风扇直径可以在从170cm至180cm、190cm至200cm、200cm至210cm、210cm至230cm、290cm至300cm或340cm至360cm的范围内。

风扇的旋转速度在使用中可以变化。通常，对于具有较大直径的风扇，旋转速度较低。纯粹作为非限制性示例，风扇在巡航条件下的旋转速度可以小于3500rpm，例如小于2500rpm，例如小于2300rpm。纯粹作为另一非限制性示例，对于具有在从200cm至210cm范围内的风扇直径的“齿轮传动”燃气涡轮发动机，在巡航条件下风扇的旋转速度可以在从2750rpm至2900rpm的范围内。纯粹作为另一非限制性示例，对于具有在从210cm至230cm范围内的风扇直径的“齿轮传动”燃气涡轮发动机，在巡航条件下风扇的旋转速度可以在从2500rpm至2800rpm的范围内。纯粹作为另一非限制性示例，对于具有在从340cm至360cm范围内的风扇直径的“齿轮传动”燃气涡轮发动机，在巡航条件下风扇的旋转速度可以在从1500rpm至1800rpm的范围内。纯粹作为另一非限制性示例，对于具有在从190cm至200cm范围内的风扇直径的直接驱动发动机，在巡航条件风扇下的旋转速度可以在从3600rpm至3900rpm的范围内。纯粹作为另一非限制性示例，对于具有在从300cm至340cm范围内的风扇直径的直接驱动发动机，在巡航条件风扇下的旋转速度可以在从2000rpm至2800rpm的范围内。

在燃气涡轮发动机的使用中，风扇(带有相关联的风扇叶片)围绕旋转轴线旋转。这种旋转导致风扇叶片的尖部以速度U_尖部移动。风扇叶片23对流所做的功导致该流的焓升dH。风扇尖部载荷可限定为dH/U_尖部 ²，其中dH是跨风扇的焓升(例如1-D平均焓升)，并且U_尖部是风扇尖部的(平移)速度，例如在尖部的前缘处的速度(其可限定为前缘处的风扇尖部半径乘以角速度)。巡航条件下的风扇尖部载荷可以大于(或大约为)以下中的任何一个：0.28、0.29、0.30、0.31、0.32、0.33、0.34、0.35、0.36、0.37、0.38、0.39或0.4(所有值都是无量纲的)。风扇尖部载荷可以在由前一句中的任意两个值所界定的包括端值的范围内(即，这些值可以形成上限或下限)，例如在从0.28到0.31或0.29到0.3的范围内(例如对于齿轮传动燃气涡轮发动机)。

根据本公开的燃气涡轮发动机可以具有任何期望的旁通比，其中旁通比被限定为在巡航条件下通过旁通导管的流的质量流率与通过核心的流的质量流率的比。在一些布置中，旁通比可以大于(或大约为)以下中的任何一个：9、9.5、10、10.5、11、11.5、12、12.5、13、13.5、14、14.5、15、15.5、16、16.5、17、17.5、18、18.5、19、19.5或20。旁通比可以在由前一句中的任意两个值所界定的包括端值的范围内(即，这些值可以形成上限或下限)，例如在从12至16、13至15或13至14的范围内。纯粹作为非限制性示例，根据本公开的直接驱动燃气涡轮发动机的旁通比可以在从9:1至11:1的范围内。纯粹作为另一非限制性示例，根据本公开的齿轮传动燃气涡轮发动机的旁通比可以在从12:1至15:1的范围内。旁通导管可以基本上是环形的。旁通导管可以在核心发动机径向外部。旁通导管的径向外表面可以由机舱和/或风扇盒限定。

本文所描述和/或要求保护的燃气涡轮发动机的总压力比可限定为最高压力压缩机的排出口处(在进入到燃烧器中之前)的滞止压力与风扇的上游的滞止压力之比。作为非限制性示例，本文所描述和/或要求保护的燃气涡轮发动机在巡航时的总压力比可以大于(或大约为)以下中的任何一个：35、40、45、50、55、60、65、70、75。总压力比可在由前一句中的任意两个值所界定的包括端值的范围内(即，这些值可以形成上限或下限)，例如在从50至70的范围内。纯粹作为非限制性示例，具有在从200cm至210cm范围内的风扇直径的齿轮传动燃气涡轮发动机在巡航条件下的总压力比可以在从40至45的范围内。纯粹作为非限制性示例，具有在从210cm至230cm范围内的风扇直径的齿轮传动燃气涡轮发动机在巡航条件下的总压力比可以在从45至55的范围内。纯粹作为非限制性示例，具有在从340cm至360cm范围内的风扇直径的齿轮传动燃气涡轮发动机在巡航条件下的总压力比可以在从50至60的范围内。纯粹作为非限制性示例，具有在从300cm至340cm范围内的风扇直径的直接驱动燃气涡轮发动机在巡航条件下的总压力比可以在从50至60的范围内。

发动机的比推力可以限定为发动机的净推力除以通过发动机的总质量流。在一些示例中，对于给定的推力条件，比推力可能取决于提供给燃烧器的燃料的具体组成。在巡航条件下，本文描述和/或要求保护的发动机的比推力可以小于(或大约为)以下中的任何一个：110Nkg^-1s、105Nkg^-1s、100Nkg^-1s、95Nkg^-1s、90Nkg^-1s、85Nkg^-1s或80Nkg^-1s。比推力可以在由前一句中的任意两个值所界定的包括端值的范围内(即这些值可以形成上限或下限)，例如在从80Nkg^-1s到100Nkg^-1s，或者在85Nkg^-1s到95Nkg^-1s的范围内。与常规的燃气涡轮发动机相比，这种发动机可以特别有效。纯粹作为非限制性示例，具有在从200cm至210cm范围内的风扇直径的齿轮传动燃气涡轮发动机的比推力可以在90Nkg^-1s至95Nkg^-1s范围内。纯粹作为非限制性示例，具有在从210cm至230cm范围内的风扇直径的齿轮传动燃气涡轮发动机的比推力可在从80Nkg^-1s至90Nkg^-1s范围内。纯粹作为非限制性示例，具有在从340cm至360cm范围内的风扇直径的齿轮传动燃气涡轮发动机的比推力可以在从70Nkg^-1s至90Nkg^{- 1}s范围内。纯粹作为非限制性示例，具有在从300cm至340cm范围内的风扇直径的直接驱动燃气涡轮发动机的比推力可以在从90Nkg^-1s至120Nkg^-1s范围内。

本文描述和/或要求保护的燃气涡轮发动机可具有任何期望的最大推力。纯粹作为非限制性示例，本文所描述和/或所要求保护的燃气涡轮可以能够产生至少(或大约为)以下值中的任何一个的最大推力：100kN、110kN、120kN、130kN、140kN、150kN、160kN、170kN、180kN、190kN、200kN、250kN、300kN、350kN、400kN、450kN、500kN或550kN。最大推力可以在由前一句中的任意两个值所界定的包括端值的范围内(即这些值可能形成上限或下限)。纯粹作为示例，本文所描述和/或要求保护的燃气涡轮可以能够产生从330kN至420kN，例如350kN至400kN范围内的最大推力。纯粹作为非限制性示例，具有在从200cm至210cm范围内的风扇直径的齿轮传动燃气涡轮发动机的最大推力可以在从140kN至160kN范围内。纯粹作为非限制性示例，具有在从210cm至230cm范围内的风扇直径的齿轮传动燃气涡轮发动机的最大推力可以在从150kN至200kN范围内。纯粹作为非限制性示例，具有在从340cm至360cm范围内的风扇直径的齿轮传动燃气涡轮发动机的最大推力可以在从370kN至500kN范围内。纯粹作为非限制性示例，具有在从300cm至340cm范围内的风扇直径的直接驱动燃气涡轮发动机的最大推力可以在从370kN至500kN范围内。上文提到的推力可以是标准大气条件下海平面加15摄氏度(环境压力101.3kPa，温度30摄氏度)下发动机静态时的最大净推力。

在使用中，到高压涡轮的进入口处的流的温度可能特别高。该温度(可被称为TET)可在到燃烧器的排出口处测量，例如紧接在第一涡轮叶翼的上游，第一涡轮叶翼本身可被称为喷嘴导向叶翼。在一些示例中，对于给定的推力条件，TET可能取决于提供给燃烧器的燃料的具体组成。在巡航时，TET可为至少(或大约为)以下中的任何一个：1400K、1450K、1500K、1550K、1600K或1650K。因此，纯粹作为非限制性示例，具有在从200cm至210cm范围内的风扇直径的齿轮传动燃气涡轮发动机的巡航时的TET可在从1540K至1600K的范围内。纯粹作为非限制性示例，具有在从210cm至230cm范围内的风扇直径的齿轮传动燃气涡轮发动机的巡航时的TET可在从1590K至1650K的范围内。纯粹作为非限制性示例，具有在从340cm至360cm范围内的风扇直径的齿轮传动燃气涡轮发动机的巡航时的TET可在从1600K至1660K的范围内。纯粹作为非限制性示例，具有在从300cm至340cm范围内的风扇直径的直接驱动燃气涡轮发动机的巡航时的TET可在从1590K至1650K的范围内。纯粹作为非限制性示例，具有在从300cm至340cm范围内的风扇直径的直接驱动燃气涡轮发动机的巡航时的TET可在从1570K至1630K的范围内。

巡航时的TET可以在由前一句中的任意两个值所界定的包括端值的范围内(即，这些值可能形成上限或下限)。在发动机的使用中的最大TET可为例如至少(或大约为)以下中的任何一个：1700K、1750K、1800K、1850K、1900K、1950K、2000K、2050K或2100K。因此，纯粹作为非限制性示例，具有在从200cm至210cm范围内的风扇直径的齿轮传动燃气涡轮发动机的最大TET可在从1890K至1960K的范围内。纯粹作为非限制性示例，具有在从210cm至230cm范围内的风扇直径的齿轮传动燃气涡轮发动机的最大TET可在从1890K至1960K的范围内。纯粹作为非限制性示例，具有在从340cm至360cm范围内的风扇直径的齿轮传动燃气涡轮发动机的最大TET可在从1890K至1960K的范围内。纯粹作为非限制性示例，具有在从300cm至340cm范围内的风扇直径的直接驱动燃气涡轮发动机的最大TET可以在1935K至1995K的范围内。纯粹作为非限制性示例，具有在从300cm至340cm范围内的风扇直径的直接驱动燃气涡轮发动机的最大TET可以在1890K至1950K的范围内。最大TET可以在在由前一句中的任意两个值所界定的包括端值的范围内(即，这些值可以形成上限或下限)，例如在从1800K到1950K的范围内。最大TET可能出现在例如高推力条件下，例如最大起飞(MTO)条件下。

本文描述和/或要求保护的风扇叶片和/或风扇叶片的翼型部分可由任何合适的材料或材料的组合制成。例如，风扇叶片和/或翼型的至少部分可以至少部分地由复合材料，例如金属基质复合材料和/或有机基质复合材料(诸如碳纤维)制成。作为另一示例，风扇叶片和/或翼型的至少部分可以至少部分地由诸如钛基金属或铝基材料(诸如铝锂合金)或钢基材料的金属制成。风扇叶片可以包括使用不同材料制造的至少两个区域。例如，风扇叶片可以具有保护性前缘，该保护性前缘可以使用比叶片的其余部分能更好抵抗冲击(例如来自鸟、冰或其他材料的冲击)的材料制造。这种前缘可以例如使用钛或钛基合金制造。因此，纯粹作为示例，风扇叶片可以具有碳纤维或铝基主体(诸如铝锂合金)，该主体具有钛前缘。

本文描述和/或要求保护的风扇可以包括中心部分，风扇叶片可以从该中心部分例如在径向方向上延伸。风扇叶片可以以任何期望的方式附接到中心部分。例如，每个风扇叶片可以包括固定装置，该固定装置可以接合毂(或盘)中的对应槽。纯粹作为示例，这种固定装置可以是以楔形榫(dovetail)的形式，该楔形榫可以插入和/或接合毂/盘中的对应槽，以便将风扇叶片固定到毂/盘。作为另一示例，风扇叶片可以与中心部分一体地形成。这种布置可以被称为叶片盘或叶片环。任何合适的方法都可以用来制造这种叶片盘或叶片环。例如，风扇叶片的至少部分可以由块体加工而成，和/或风扇叶片的至少部分可以通过焊接(诸如线性摩擦焊接)附接到毂/盘。

本文描述和/或要求保护的燃气涡轮发动机可以设有或不设有可变面积喷嘴(VAN)。这种可变面积喷嘴可以允许旁通导管的排出口面积在使用中变化。本公开的一般原理可应用于有或没有VAN的发动机。

本文描述和/或要求保护的燃气涡轮的风扇可具有任何期望数量的风扇叶片，例如14个、16个、18个、20个、22个、24个或26个风扇叶片。在风扇叶片具有碳纤维复合材料主体的情况下，可以存在16个或18个风扇叶片。在风扇叶片具有金属主体(例如铝锂或钛合金)的情况下，可以存在18个、20个或22个风扇叶片。

如本文所使用的，术语怠速、滑行、起飞、爬升、巡航、下降、趋近(approach)和着陆具有常规含义，并且将容易被本领域技术人员理解。因此，对于用于飞行器的给定燃气涡轮发动机，本领域技术人员将立即认识到每个术语指的是燃气涡轮发动机被设计成附接到的飞行器的给定任务内的发动机的操作阶段。

就这一点而言，地面怠速可以指其中飞行器是静止的并且与地面接触，但是其中需要发动机运行的发动机的操作阶段。在怠速期间，发动机可能产生发动机的可用推力的3％与9％之间。在另外的非限制性示例中，发动机可产生可用推力的5％与8％之间。在另外的非限制性示例中，发动机可产生可用推力的6％与7％之间。滑行可以指其中飞行器被由发动机产生的推力沿着地面推进的发动机的操作阶段。在滑行期间，发动机可能产生可用推力的5％与15％之间。在另外的非限制性示例中，发动机可产生可用推力的6％与12％之间。在另外的非限制性示例中，发动机可产生可用推力的7％与10％之间。起飞可以指其中飞行器被由发动机产生的推力推进的发动机的操作阶段。在起飞阶段内的初期阶段，飞行器可以在飞行器与地面接触时被推进。在起飞阶段的较后阶段，飞行器可以在飞行器不与地面接触时被推进。在起飞期间，发动机可产生可用推力的90％与100％之间。在另外的非限制性示例中，发动机可产生可用推力的95％与100％之间。在另外的非限制性示例中，发动机可产生可用推力的100％。

爬升可以指其中飞行器被由发动机产生的推力推进的发动机的操作阶段。在爬升期间，发动机可产生可用推力的75％与100％之间。在另外的非限制性示例中，发动机可产生可用推力的80％与95％之间。在另外的非限制性示例中，发动机可产生可用推力的85％与90％之间。就此而言，爬升可以指飞行器飞行循环内在起飞与到达巡航条件之间的操作阶段。附加地或备选地，爬升可以指飞行器飞行循环中在起飞与着陆之间的标称点，在该处需要相对增加海拔高度，这可能需要发动机的附加推力需求。

如本文所用，巡航条件具有常规含义，并且将容易被本领域技术人员理解。因此，对于用于飞行器的给定燃气涡轮发动机，本领域技术人员将立即认识到，巡航条件意指在燃气涡轮发动机被设计成附接到的飞行器的给定任务(在行业中可称为“经济任务”)的中间巡航处的发动机的操作点。就此而言，中间巡航是飞行器飞行循环中的点，在该点处，在爬升的顶点与下降的开始之间燃烧的总燃料的50％已经被燃烧(这可以通过爬升的顶点与下降的开始之间的中点——就时间和/或距离而言——来近似)。因此，考虑到提供给该飞行器的发动机的数量，巡航条件限定了燃气涡轮发动机的操作点，该燃气涡轮发动机的操作点提供将确保燃气涡轮发动机被设计成附接到的飞行器在中间巡航处的稳态操作(即，维持恒定的海拔高度和恒定的马赫数)的推力。例如，在发动机被设计成附接到具有两个相同类型的发动机的飞行器的情况下，在巡航条件下，发动机提供该飞行器在中间巡航时稳态操作将需要的总推力的一半。

换句话说，对于用于飞行器的给定燃气涡轮发动机，巡航条件被限定为在中间巡航处大气条件(在中间巡航海拔高度处根据ISO 2533，由国际标准大气限定)下提供比推力(其被需要以——与飞行器上的任何其他发动机组合——提供该燃气涡轮发动机被设计成附接到的飞行器在给定中间巡航马赫数下的稳态操作)的发动机的操作点。对于用于飞行器的任何给定的燃气涡轮发动机，中间巡航推力、大气条件和马赫数都是已知的，并且因此发动机在巡航条件下的操作点是清楚地限定的。

纯粹作为示例，巡航条件下的前向速度可以是从马赫0.7至0.9的范围内的任何点，例如0.75至0.85，例如0.76至0.84，例如0.77至0.83，例如0.78至0.82，例如0.79至0.81，例如大约马赫0.8，大约马赫0.85或在从0.8至0.85的范围内。这些范围内的任何单个速度都可能是巡航条件的部分。对于一些飞行器，巡航条件可能在这些范围之外，例如低于马赫0.7或高于马赫0.9。

纯粹作为示例，巡航条件可以对应于在从10000m到15000m范围内，例如在从10000m到12000m的范围内，例如在从10400m到11600m(大约38000ft)的范围内，例如在从10500m到11500m的范围内，例如在从10600m到11400m的范围内，例如在从10700m(大约35000ft)到11300m的范围内，例如在从10800m到11200m的范围内，例如在从10900m到11100m的范围内，例如大约11000m的海拔高度处的标准大气条件(根据国际标准大气，ISA)。巡航条件可以对应于这些范围内任何给定海拔高度处的标准大气条件。

纯粹作为示例，巡航条件可以对应于在0.8的前向马赫数和38000ft(11582m)的海拔高度处的标准大气条件(根据国际标准大气)下提供已知的所需推力水平(例如从30kN至35kN范围内的值)的发动机的操作点。纯粹作为另一示例，巡航条件可以对应于在0.85的前向马赫数和35000ft(10668m)海拔高度处的标准大气条件(根据国际标准大气)下提供已知的所需推力水平(例如在从50kN到65kN范围内的值)的发动机的操作点。

在使用中，本文描述和/或要求保护的燃气涡轮发动机可在本文别处限定的巡航条件下操作。这种巡航条件可以由飞行器的巡航条件(例如中间巡航条件)来确定，至少一个(例如2或4个)燃气涡轮发动机可以安装到该飞行器，以便提供推进推力。

此外，本领域技术人员将立即认识到下降和趋近中的一者或两者是指在飞行器的巡航与着陆之间的飞行器飞行循环内的操作阶段。在下降和趋近中的一者或两者期间，发动机可产生可用推力的20％与50％之间。在另外的非限制性示例中，发动机可产生可用推力的25％与40％之间。在另外的非限制性示例中，发动机可产生可用推力的30％与35％之间。附加地或备选地，下降可以指飞行器飞行循环中起飞与着陆之间的标称点，在该处需要相对降低海拔高度，并且这可能需要发动机的降低的推力需求。

根据一个方面，提供了一种包括如本文描述和/或要求保护的燃气涡轮发动机的飞行器。根据此方面的飞行器是燃气涡轮发动机已为其被设计成附接的飞行器。因此，根据此方面的巡航条件对应于如本文别处所限定的飞行器的中间巡航。

根据一个方面，提供了一种如本文描述和/或要求保护的操作燃气涡轮发动机的方法。操作可以在如本文别处限定的巡航条件(例如就推力、大气条件和马赫数而言)下进行。

根据一个方面，提供了一种操作包括如本文所描述和/或要求保护的燃气涡轮发动机的飞行器的方法。根据此方面的操作可以包括(或者可以是)在如本文别处所限定的任何合适条件下，例如飞行器中间巡航处的操作。

本领域技术人员将会领会到，除了相互排斥的情况之外，关于上述方面中任何一个方面描述的特征或参数可以应用于任何其他方面。此外，除了相互排斥的情况之外，本文描述的任何特征或参数可以应用于任何方面和/或与本文描述的任何其他特征或参数组合。

附图说明

现在将参考附图仅以示例的方式描述实施例，其中：

图1是燃气涡轮发动机的截面侧视图；

图2是燃气涡轮发动机的上游部分的特写截面侧视图；

图3是用于燃气涡轮发动机的齿轮箱的局部剖视图；

图4是包括补充燃料管理器的飞行器的示意图；

图5是补充燃料管理方法的示意表示；

图6是包括燃料跟踪系统的飞行器的示意图；

图7是热值检查方法的示意表示；

图8是燃料跟踪系统的示意表示；

图9是包括图7的热值检查方法的补充燃料管理方法的示意表示；

图10是包括燃料跟踪系统的飞行器的示意图；

图11是热值确定方法的示意表示；

图12是燃料跟踪系统的示意表示；

图13是飞行器燃料供应系统的示意图，图示了燃料泵周围的溢流；

图14是飞行器燃料泵的示意图；

图15是溢流管理方法的示意表示；以及

图16是包括燃料特性确定系统的飞行器的示意图；

图17是确定航空燃料的一种或多种燃料特性的方法的示意表示；

图18是设置在燃气涡轮发动机的燃料系统内的燃料特性确定系统的示意图；

图19是确定航空燃料的一种或多种燃料特性的方法的另一示意表示；以及

图20是操作飞行器的方法的示意表示。

具体实施方式

图1图示了具有主旋转轴线9的燃气涡轮发动机10。发动机10包括进气口12和推进风扇23，推进风扇23生成两股气流：核心气流A和旁通气流B。燃气涡轮发动机10包括接收核心气流A的核心11。发动机核心11以轴向流串联的方式包括低压压缩机14、高压压缩机15、燃烧设备16、高压涡轮17、低压涡轮19和核心排气喷嘴20。机舱21包围燃气涡轮发动机10，并限定旁通导管22和旁通排气喷嘴18。旁通气流B流过旁通导管22。风扇23经由轴26和周转齿轮箱30附接到低压涡轮19并由低压涡轮驱动。

在使用中，核心气流A被低压压缩机14加速和压缩，并被引导至高压压缩机15中，在此进行进一步压缩。从高压压缩机15排出的压缩空气被引导至燃烧设备16中，在燃烧设备16中，压缩空气与燃料F混合，并且混合物被燃烧。燃烧设备16可以被称为燃烧器16，在本文中术语“燃烧设备16”与“燃烧器16”可以互换使用。然后，所得热燃烧产物在通过喷嘴20排出之前通过高压涡轮17和低压涡轮19膨胀，从而驱动高压涡轮17和低压涡轮19，以提供一些推进推力。高压涡轮17通过合适的互连轴27驱动高压压缩机15。风扇23通常提供大部分的推进推力。周转齿轮箱30是减速齿轮箱。

在图2中示出了齿轮传动风扇燃气涡轮发动机10的示例性布置。低压涡轮19(见图1)驱动轴26，轴26联接到周转齿轮布置30的太阳轮或太阳齿轮28。在太阳齿轮28的径向向外并与太阳齿轮28相互啮合的是通过行星架34联接在一起的多个行星齿轮32。行星架34约束行星齿轮32同步地围绕太阳齿轮28进动，同时使每个行星齿轮32能够围绕其自身的轴线旋转。行星架34经由连杆机构36联接到风扇23，以便驱动其绕发动机轴线9旋转。在行星齿轮32的径向向外并与行星齿轮32相互啮合的是环状齿轮或环形齿轮38，其经由连杆机构40联接到静止的支撑结构24。

注意，如本文使用的术语“低压涡轮”和“低压压缩机”可以被采用以分别意指最低压力涡轮级和最低压力压缩机级(即不包括风扇23)，和/或通过在发动机中具有最低旋转速度的互连轴26(即不包括驱动风扇23的齿轮箱输出轴)连接在一起的涡轮级和压缩机级。在一些文献中，本文所提及的“低压涡轮”和“低压压缩机”可备选地称为“中压涡轮”和“中压压缩机”。在使用这种备选命名法的情况下，风扇23可以被称为第一或最低压力的压缩级。

在图3中以示例的方式更详细地示出了周转齿轮箱30。太阳齿轮28、行星齿轮32和环形齿轮38中的每个都包括围绕其周缘的齿，以与其他齿轮相互啮合。然而，为了清楚起见，图3中仅图示了齿的示例性部分。图示了四个行星齿轮32，但是对于本领域技术人员来说将显而易见的是，在要求保护的发明的范围内可以设置更多或更少的行星齿轮32。行星周转齿轮箱30的实际应用通常包括至少三个行星齿轮32。

在图2和图3中作为示例图示的周转齿轮箱30是行星类型的，因为行星架34经由连杆机构36联接到输出轴，其中环形齿轮38是固定的。然而，可以使用任何其他合适类型的周转齿轮箱30。作为另一示例，周转齿轮箱30可以是星形布置，其中行星架34保持固定，而环形齿轮(或环状齿轮)38被允许旋转。在这种布置中，风扇23由环形齿轮38驱动。作为另一备选示例，齿轮箱30可以是差动齿轮箱，其中环形齿轮38和行星架34两者都被允许旋转。

应当领会，图2和图3中所示的布置仅仅是作为示例，并且各种备选方案都在本公开的范围内。纯粹作为示例，任何合适的布置都可以用于将齿轮箱30定位在发动机10中和/或将齿轮箱30连接到发动机10。作为另一示例，齿轮箱30与发动机10的其他部分(诸如输入轴26、输出轴和固定结构24)之间的连接(诸如图2示例中的连杆机构36、40)可以具有任何期望程度的刚度或柔性。作为另一示例，可以使用在发动机的旋转部分与静止部分之间(例如在自齿轮箱的输入轴和输出轴与诸如齿轮箱壳体的固定结构之间)的任何合适的轴承布置，并且本公开不限于图2的示例性布置。例如，在齿轮箱30具有星形布置(在上文描述)的情况下，本领域技术人员将容易理解输出和支撑连杆机构的布置以及轴承位置将典型地不同于图2中作为示例示出的布置。

因此，本公开拓展至具有任何布置的齿轮箱类型(例如星形或行星式)、支撑结构、输入和输出轴布置以及轴承位置的燃气涡轮发动机。

可选地，齿轮箱可驱动附加的和/或备选的部件(例如，中压压缩机和/或增压压缩机)。

本公开可应用于的其他燃气涡轮发动机可具有备选配置。例如，这种发动机可以具有备选数量的压缩机和/或涡轮和/或备选数量的互连轴。作为另一示例，图1中所示的燃气涡轮发动机具有分流喷嘴18、20，这意味着通过旁通导管22的流具有其自己的喷嘴18，该喷嘴18与核心发动机喷嘴20分开并位于其径向外部。然而，这不是限制性的，并且本公开的任何方面也可以应用于这样的发动机：其中通过旁通导管22的流和通过核心11的流在单个喷嘴之前(或其上游)混合或组合，该单个喷嘴可以被称为混流喷嘴。一个或两个喷嘴(无论是混流还是分流)可以具有固定或可变的面积。

虽然所描述的示例涉及涡轮风扇发动机，但是本公开可以例如应用于任何类型的燃气涡轮发动机，诸如开式转子(其中风扇级没有被机舱包围)或例如涡轮螺旋桨发动机。在一些布置中，燃气涡轮发动机10可以不包括齿轮箱30。

燃气涡轮发动机10及其部件的几何形状由常规的轴系限定，轴系包括轴向方向(与旋转轴线9对准)、径向方向(在图1中从底部到顶部的方向上)和周向方向(垂直于图1视图中的页面)。轴向方向、径向方向和周向方向相互垂直。

提供给燃烧设备16的燃料F可包括基于化石的烃燃料，诸如煤油。因此，燃料F可以包括来自正烷烃、异烷烃、环烷烃和芳族化合物的化学族中的一种或多种的分子。附加地或备选地，燃料F可以包括由生物或非生物源产生的可再生烃，以其他方式也称为可持续航空燃料(SAF)。在所提供的示例中每个中，燃料F可包括一种或多种踪迹元素，包括例如硫、氮、氧、无机物和金属。

用于在给定任务中使用的燃料的给定组成或共混物的功能性能可至少部分地由燃料用于燃气涡轮发动机10的布雷顿循环的能力来限定。限定功能性能的参数可以包括，例如，比能量；能量密度；热稳定性；以及包括颗粒物质的排放。以MJ/kg表达的相对较高的比能量(即每单位质量的能量)可以至少部分地减少起飞重量，从而潜在地提供燃料效率的相对改进。以MJ/L表达的相对较高的能量密度(即每单位体积的能量)可以至少部分地减少起飞燃料体积，这对于体积受限的任务或涉及补充燃料的军事操作可能特别重要。相对较高的热稳定性(即燃料在热应力下降解或焦化的抑制性)可允许燃料在发动机和燃料喷射器中持续高温，从而潜在地提供燃烧效率的相对改进。减少的排放，包括颗粒物质，可以允许减少凝结尾流的形成，同时减少给定任务的环境影响。燃料的其他性质也可能是功能性能的关键。例如，相对较低的冻结点(℃)可以允许长范围的任务以优化飞行轮廓；最低芳族化合物浓度(％)可确保先前已暴露于具有高芳族化合物含量的燃料的o形环和密封件的构造中使用的某些材料的充分膨大；并且，最大表面张力(mN/m)可以确保充分的喷雾破碎和燃料的雾化。

分子中氢原子数与碳原子数的比可能影响燃料的给定组成或共混物的比能量。在没有结合应变的情况下，具有较高的氢原子与碳原子的比的燃料可具有较高的比能量。例如，基于化石的烃燃料可包含具有约7至18个碳的分子，其中给定组成的大部分源自具有9至15个碳，平均12个碳的分子。

多种可持续航空燃料共混物已被批准使用，其包括10％与50％之间的可持续航空燃料(剩余部分包括一种或多种基于化石的烃燃料，诸如煤油)，其中另外的组成有待批准。然而，预期在航空业中包括高达100％(包括100％)可持续航空燃料(SAF)的可持续航空燃料共混物最终将被批准使用。

可持续航空燃料可包括以下一种或多种：正烷烃、异烷烃、环烷烃和芳族化合物，并且可由例如以下一种或多种生产：合成气体(合成气)；脂类(例如脂肪、油和油脂)；糖类；以及酒精。因此，相对于基于化石的烃燃料，可持续航空燃料可包括较低的芳族化合物和硫含量中的一者或两者。附加地或备选地，相对于基于化石的烃燃料，可持续航空燃料可包括较高的异烷烃和环烷烃含量中的任一者或两者。因此，在一些示例中，可持续航空燃料可包括在煤油的密度的90％与98％之间的密度以及在煤油的热值的101％与105％之间的热值中的任一者或两者。

至少部分由于可持续航空燃料的分子结构，可持续航空燃料(例如，当在燃烧设备16中燃烧时)相对于基于化石的烃燃料可提供包括例如以下一种或多种的益处：较高的比能量(尽管在某些示例中，较低的能量密度)；较高的比热容；较高的热稳定性；较高的润滑性；较低的粘度；较低的表面张力；较低的冻结点；较低的烟尘排放；以及较低的CO₂排放。因此，相对于基于化石的烃燃料，诸如煤油，可持续航空燃料可以导致比燃料消耗率的相对降低和维护成本的相对降低中的任一者或两者。

如图4、图6和图10中所描绘，飞行器1可以包括多个燃料箱50、53；例如位于飞行器机身中的较大的主燃料箱50和位于每个机翼中的较小的燃料箱53a、53b。在其他示例中，飞行器1可以仅具有单个燃料箱50，和/或机翼燃料箱53可以大于中央燃料箱50，或者可以不设置中央燃料箱(其中所有燃料都替代地存储在飞行器的机翼中)——应当领会，设想许多不同的箱布局，并且用图表示的示例是为了便于描述而提供的，而不是旨在进行限制。

图4、图6和图10示出了具有推进系统2的飞行器1，推进系统2包括两个燃气涡轮发动机10。燃气涡轮发动机10被供应有来自飞行器1上的燃料供应系统的燃料。用图表示的示例的燃料供应系统包括单个燃料源。出于本申请的目的，术语“燃料源”应理解为意指1)单个燃料箱或2)多个流体互连的燃料箱。燃料源中每个布置成提供单独的燃料的源，即第一燃料源可以容纳具有相比于第二燃料源中容纳的第二燃料的不同的燃料特性或多种不同的燃料特性的第一燃料。因此，第一燃料源和第二燃料源不流体联接到彼此，以便将不同的燃料分开(至少在正常运行条件下)。

如本文所用，术语“燃料特性”是指内在的或固有的燃料性质，诸如燃料组成，而不是可变的性质，诸如体积或温度。燃料特性的示例包括以下一个或多个：i.燃料中可持续航空燃料(SAF)的百分比，或燃料是化石燃料(例如化石煤油)或纯SAF燃料的指示；

ii.燃料的烃分布的参数，诸如：

·燃料的芳烃含量，以及可选地还有/备选地燃料的多芳烃含量；

·燃料的氢与碳的比(H/C)；

·存在的一些或所有烃的％组成信息；

iii.特定元素或种类物的存在或百分比，诸如：

·燃料中含氮种类物的百分比；

·燃料中示踪物种类物或踪迹元素的存在或百分比(例如，燃料中固有地存在的踪迹物质，其可因燃料而异，并且因此用于识别燃料，和/或故意添加以用作示踪物的物质)；

·燃料的萘含量；

·燃料的硫含量；

·燃料的环烷烃含量；

·燃料的氧含量；

iv.在燃气涡轮发动机10中使用中的燃料的一种或多种特性，诸如：

·燃烧时的非挥发性颗粒物质(nvPM)排放或CO₂排放的水平(可以是为在特定条件下操作的具体燃烧器提供的一个值，以公平地比较燃料——测量值可以根据燃烧器性质和条件进行相应调整)；

·燃料的焦化水平；

v.燃料本身的一种或多种性质，与在发动机中的使用或燃烧无关，诸如：

·燃料的热稳定性(例如热分解温度)；以及

·一种或多种物理性质，诸如密度、粘度、热值、冻结温度和/或热容。

在本示例中，第一燃料源包括主要位于飞行器1的机身中的中央燃料箱50和多个机翼燃料箱53a、53b，其中至少一个机翼燃料箱位于左舷机翼中，并且至少一个机翼燃料箱位于右舷机翼中用于平衡。在所示的示例中，所有的箱50、53都是流体互连的，因此形成单个燃料源。中央燃料箱50和机翼燃料箱53中的每个可以包括多个流体互连的燃料箱。

在另一个示例中，机翼燃料箱53a、53b可以不流体连接到中央箱50，从而形成单独的第二燃料源。出于平衡的目的，左舷机翼中的一个或多个燃料箱可以流体连接到右舷机翼中的一个或多个燃料箱。这可以经由中央燃料箱50/该中央燃料箱50(如果该箱不形成不同燃料源的部分)或绕过(一个或多个)中央燃料箱或两者(为了最大的灵活性和安全性)来完成。

在另一个示例中，第一燃料源包括机翼燃料箱53和中央燃料箱50，而第二燃料源包括另一单独的中央燃料箱。可以提供机翼燃料箱53与第一燃料源的中央燃料箱50之间的流体互连以平衡飞行器1。

在一些示例中，飞行器1上可用的燃料箱50、53的分配可以被约束为使得第一燃料源和第二燃料源各自关于飞行器中心线基本对称。在允许非对称燃料箱分配的情况下，可以在第一燃料源的燃料箱之间和/或第二燃料源的燃料箱之间提供燃料传递的合适的方式，使得飞行器的质心的位置能够在整个飞行过程中维持在可接受的侧向限度内。

飞行器1可以通过经由燃料管线61将燃料存储容器60(诸如由机场燃料卡车或永久管道提供)连接到飞行器的燃料管线连接端口62来补充燃料。期望量的燃料可以从燃料存储容器60传递到飞行器1的一个或多个箱50、53。尤其是在具有多于一个燃料源的示例中，其中不同的箱50、53将被填充有不同的燃料，可以提供多个燃料管线连接端口62而不是一个，和/或可以使用阀来适当地引导燃料。

飞行器1通常在多个不同的机场处补充燃料，例如在长距离飞行的开始和结束时。尽管存在所有航空燃料都必须符合的标准，但是不同的航空燃料具有不同的组成，例如取决于它们的源(例如，不同的石油源、生物燃料或其他合成航空燃料(通常描述为可持续航空燃料——SAF)，和/或基于石油的燃料的混合物，以及其他燃料)以及取决于所包含的任何添加剂(例如，诸如抗氧化剂和金属去活剂、生物杀灭剂、静电减少剂、结冰抑制剂、腐蚀抑制剂)和任何杂质。除在机场和燃料供应商之间变化之外，即使对于给定的机场或燃料供应商，可用航空燃料的燃料组成也可在批次之间变化。此外，飞行器1的燃料箱50、53在被加满以用于后续飞行之前通常不会被排空，导致箱内不同燃料的混合物——实际上是由混合产生的具有不同组成的燃料。除了其他燃料特性之外，不同的燃料可以具有不同的热值和/或不同的密度。

如本文所用，除非另有规定，术语“热值”表示燃料的低位发热值(也称为净热值)。净热值被限定为通过燃烧规定量的燃料释放的热的量，假设反应产物中水的汽化的潜在的热没有被回收(即燃烧后产生的水保持为水蒸气)。

燃料的热值(也称为发热值)可以直接确定——例如通过测量当某体积或质量的燃料在燃气涡轮发动机10中燃烧时释放的能量——或者从其他燃料参数计算；例如查看燃料的烃分布和每种成分烃类型的热值。备选地或附加地，为了提供验证，热值可使用外部数据(诸如用于燃料中示踪物物质的查找表)，或编码在与燃料相关联的条形码中的数据或者其它存储的数据来确定。

该确定可以因此用许多不同的方式来执行。例如，

·可以扫描要添加到飞行器1的燃料箱50、53的燃料的条形码，以读取燃料、或者识别的示踪物物质(例如着色物)和基于该示踪物查找的燃料性质的数据；

·数据可以手动录入，或传输到飞行器1；

·起飞前，可提取燃料样本用于地面侧分析；

·燃料性质可以从飞行器操作的一个或多个时段，例如发动机预热、滑行、起飞、爬升和/或巡航期间推进系统2活动的测量来推断；和/或

·可以可选地在飞行中在飞行器上检测一种或多种燃料性质，例如使用在线传感器和/或其他测量。

因此，可以查找燃料的热值，从燃烧的结果(机翼上或机翼外)物理地确定，从检测到的化学性质化学地确定，从其他检测到的燃料性质(机翼上或机翼外)计算/推断，或者以其他方式确定或获得。

在一些示例中，这些技术的组合可用于确定和/或验证一种或多种燃料特性，包括热值。

可以以各种方式检测燃料特性，既可以是直接的(例如，从与所讨论的燃料特性相对应的传感器数据)，也可以是间接的(例如，通过其他特性或测量进行推断或计算)。这些特性可以被确定为与另一种燃料相比的相对值，或者被确定为绝对值。例如，可以使用以下检测方法中的一种或多种：

·燃料的芳族化合物或环烷烃含量可以基于由密封材料(诸如腈密封材料)制成的传感器部件的膨大的测量来确定。

·燃料中天然存在的或添加以充当示踪物的踪迹物质或种类物可用于确定燃料特性，诸如燃料中可持续航空燃料的百分比或燃料是否为煤油。

·对暴露于燃料的压电晶体的振动模式的测量，可用作用于确定各种燃料特性的基础，燃料特性包括燃料中的芳族化合物含量、燃料中的氧含量以及燃料的热稳定性或焦化水平——例如，通过测量压电晶体上表面沉积物的堆积，这种堆积将导致振动模式改变。

·各种燃料特性可通过在第一操作时段期间(诸如起飞期间)收集燃气涡轮发动机10的性能参数，并且然后在第二操作时段期间(例如巡航期间)将这些收集的参数与预期值(如果使用的是已知性质的燃料)进行比较来确定。

·包括燃料的芳烃含量在内的各种燃料特性可基于由燃气涡轮10在其操作期间的凝结尾流的存在、不存在或形成程度的传感器测量来确定。

·包括芳烃含量的燃料特性可基于在燃料上执行的紫外-可见光谱(UV-Visspectroscopy)测量来确定。

·包括硫含量、萘含量、芳香氢含量和氢与碳的比的各种燃料特性可通过测量由燃气涡轮发动机10在其使用期间排放的废气中存在的物质来确定。

·燃料的热值可在飞行器1的操作中基于燃料燃烧时进行的测量来确定——例如使用燃料流率和轴速度或跨燃烧器16的温度改变。

·各种燃料特性可通过做出操作改变来确定，该操作改变布置成影响燃气涡轮发动机10的操作，感测对操作改变的响应；以及基于对操作改变的响应来确定燃料的一种或多种燃料特性。

·通过将供应给燃气涡轮发动机10的燃料从第一燃料改变成第二燃料，并基于T30与T40和T41之一之间关系(该关系指示跨燃烧器16的温度上升)的变化来确定第二燃料的一种或多种燃料特性，可确定与第一燃料的燃料特性相关的各种燃料特性。这些特性可以被确定为与第一燃料相比的相对值，或者通过参考用于第一燃料的已知值被确定为绝对值。

如本文所用和下文所讨论，T30、T40和T41，以及任何其他编号的压力和温度，使用标准SAE AS755中列出的站编号来限定，特别是：

·T30＝高压压缩机(HPC)出口温度；

·T40＝燃烧排出口温度；以及

·T41＝高压涡轮(HPT)转子进入口温度。

在一些示例中，获得可用于飞行器1的燃料的热值和/或在补充燃料之前已经在飞行器1上的燃料的热值可以包括化学地和/或物理地确定可用燃料的热值。可以对要用于补充燃料的(一种或多种)燃料执行等同的确定——使用基于地面的测试(例如，在补充燃料之前)或者机载测试(例如，使用飞行器1内、通向箱50、53的燃料供应管线上的一个或多个传感器204)。可选地，该确定可以是或包括执行以下一项或多项：

(i)识别可用燃料中的示踪物，诸如着色物或标记踪迹元素，并查找对应于该示踪物的热值；

(ii)从可用燃料的一个或多个检测到的物理和/或化学性质推断热值，例如使用基于地面的测试单元来分析燃料样本；和/或

(iii)(可选地使用燃气涡轮发动机10)燃烧可用燃料的样本以直接确定其热值。

因此，在一些示例中，可以在飞行器1上执行化学地和/或物理地确定可用燃料的热值的步骤。

发明人应领会到，由于不同的燃料能够具有不同的性质，同时仍然符合标准，对可用于飞行器1的(一种或多种)燃料的认知能够允许对推进系统2进行更有效的、定制的控制。例如，改变成具有更高热值的燃料可允许更少量(质量和/或体积)的燃料来供应飞行器用于飞行的能量需要。因为需要更多的动力来提升更大质量的燃料，为预定飞行取得足够的燃料(包括高于预期能量需求的安全裕度)，但不完全填充(一个或多个)箱50、53，可以通过减少飞行器1的起飞重量来提供效率加分(efficiency bonus)。因此，对燃料的热值的认知能够用作改进飞行器性能的工具，例如避免携带过多的燃料重量。

在图4中所示的示例中，提供了两个传感器204a、204b，每个传感器布置成物理地和/或化学地检测在补充燃料时添加到燃料箱50、53中的燃料的组成的一个或多个特征。这些燃料特性中的一个或多个可用于推断或计算热值。传感器可以被描述为补充燃料管理系统204、206的部分。

在备选示例中，可以不提供这样的传感器204(例如，可以读取与燃料存储容器60相关联的条形码，并且将关于燃料的对应数据提供给补充燃料管理器206，而不是感测燃料性质)，或者可以提供更多或更少和/或在不同位置的传感器。

在本文关于图4和5描述的示例中，在给飞行器1补充燃料之前，确定对于该飞行器的预定飞行轮廓所需的能量的量。如本文所使用的，“对于预定飞行轮廓所需的能量的量”通常包括高于对于飞行器1以其预期的起飞重量完成预定飞行所需要的燃料的计算量的安全裕度。安全裕度可以包括可能转向备选目的地机场的余量，例如在天气条件阻止在预定目的地机场安全着陆的情况下。

如本文所使用的，术语“飞行轮廓”是指飞行器1在其沿着飞行轨迹飞行时的操作特性(例如，高度/海拔高度、动力设置、飞行路径角、空速等)，并且也指航迹/飞行轨迹(路线)本身。在确定完成预定飞行轮廓所需的能量的量时，还可以考虑外部条件(例如天气，因为例如盛行的顶风能够增加所需的能量)。附加地或备选地，安全裕度的大小可以被选择以覆盖外部条件的变化。

当飞行器1即将被补充燃料时，在各种示例中，可选地使用上述机翼外方法中的任一种获得可用于飞行器1的燃料(即，飞行器要用其补充燃料的燃料)的热值。因此能够确立可用燃料的总比能量(单位质量或单位体积)。然后可以确定满足飞行轮廓的能量要求所需的燃料的量。在某些情况下，可以使用机翼上的确定方法(例如燃烧样本或使用机载传感器)。在计算期望的燃料量时，机翼上的确定可能导致需要暂停并重新开始补充燃料。

在许多情况下，当要给飞行器1补充燃料时，飞行器1的(一个或多个)箱50、53不是完全空的。在这种情况下，还可选地通过从存储中检索燃料的特性(例如热值，或能够从其计算热值的其他性质)和/或通过燃烧燃料样本(例如在滑行期间)以及直接测量热值来获得已经在飞行器1上的燃料的热值。根据已知的剩余燃料量(质量、体积或(一个或多个)箱50、53的％满)和已知的热值，能够确定从机载燃料可用的总能量。

因此，能够从对于预定飞行轮廓所需的所确定的能量的量减去从机载燃料可用的总能量，以确定在补充燃料时需要添加到飞行器1的能量的量。因此，使用可用燃料的比能量(或体积能量密度)，能够计算可用于飞行器1的燃料的期望量(即质量或体积)。

在一些示例中，飞行器1可以具有多个箱50、53，多个箱50、53容纳不同的燃料，可选地具有不同的热值的燃料。因此，机载燃料的总燃料能量含量可以跨不同的箱50、53求和。类似地，如果飞行器1要用多种不同的燃料补充燃料，所确定的所需能量的量能够根据需要在不同的燃料之间分配，并且能够计算要添加的每种燃料的质量或体积。

然后能够用计算量(质量或体积)的可用燃料给飞行器1补充燃料。

在一些示例(尤其是其中数据查找已被用于确定一个或多个热值的示例)中，在补充燃料之后，然后执行检查以验证燃料的热值。检查可包括测量燃气涡轮发动机10中使用中的燃料的热值，可选地在滑行前发动机的预热期间，或在起飞前飞行器1的滑行期间进行。理想地，在燃料不如所预期的情况下，可以在飞行器1离开地面之前确定燃料特性(并且执行对所确定的特性的任何检查或基于所确定的特性的任何检查)。

在这些示例中执行的方法2020在图5中图示。

在步骤2022处，获得对于预定飞行轮廓所需的能量的量，包括安全裕度。在这种情况下，“获得”的能量的量意味着所需能量的量的数值或测量值以某种方式可得到以在本方法2020中使用——无论这是通过计算或其他确定(例如从查找表)、通过与另一个系统的通信、通过来自用户的输入(例如在图形用户接口处)、通过从存储器检索还是以任何其他合适的方式进行。例如，补充燃料管理器206可以接收包括指示能量要求的值的消息，或者可以基于对预定飞行轮廓以及飞行器1和飞行器载荷的认知来计算这样的值。

在步骤2024处，获得可用于飞行器1的燃料的热值。在这种情况下，“获得”热值再次意味着热值的数值或测量值以某种方式可得到以在本方法2020中使用。该值可以以任何合适的方式获得，例如(例如经由与补充燃料管理器206通信的图形用户接口)手动录入，(例如在读取条形码之后从条形码扫描仪通过有线或无线通信)电子通信到补充燃料管理器206，和/或从传感器数据确定。该值可被存储以供将来使用，可选地存储在补充燃料管理器206的存储器中或与补充燃料管理器206通信。

获得2022所需能量的量的步骤和获得2024可用于补充燃料目的的燃料的热值的步骤可以按任一顺序或同时执行。

应当领会，如果箱50、53在加燃料之前不是空的，也可以获得已机载的燃料的能量含量——例如，通过检索该燃料的先前存储的热值，并通过参考该热值和(一个或多个)箱50、53中剩余的燃料量，或者通过根据传感器数据进行计算来计算剩余燃料的能量含量。

在步骤2026处，基于所获得的值，计算提供所需能量所需要的可用燃料的量。计算量可以是燃料的体积和/或质量——补充燃料可以按体积或按重量执行。在一些示例中，该计算可由补充燃料管理器206本身执行。在存在剩余机载燃料的示例中，在计算所需的可用燃料的量之前，可以从对于预定飞行轮廓所需的能量减去该燃料的能量。

在步骤2028处，输出计算量(质量或体积)的所需要的可用燃料，以便允许飞行器1相应地补充燃料。例如，补充燃料管理器206可以在图形用户接口上显示该量，可以将该量传输到另一个系统以引起补充燃料技术人员的注意，或者可以将该值提供给自动化系统，以便一旦已经提供了计算量的燃料，就使得该系统自动终止补充燃料过程，或者触发警报。

在补充燃料后燃料箱50、53中燃料的热值的更新值可选地由补充燃料管理器206计算并存储以供将来使用。在其中飞行器1具有流体连接的多个燃料箱50、53、使得箱50、53中的燃料等同的示例中，燃料的单个热值可以被存储和更新。在其中飞行器1具有未流体连接的多个燃料箱50、53、使得不同箱50、53中的燃料之间可能存在差异的示例中，可以为每个箱50、53存储和更新单独的热值。

然后可以在每个补充燃料事件上迭代方法2020。

方法2020还可包括控制2029自动化补充燃料系统以根据燃料的计算量为飞行器1补充燃料。备选地，可以手动地执行和/或终止补充燃料，例如通过人可选地从与飞行器的燃料管线连接端口62相关联的显示器读取所需要的可用燃料的输出计算量(质量或体积)。

在一些示例中，可以在执行前面的方法步骤2022-2028中一个或多个之前开始补充燃料，这些步骤可以在补充燃料期间执行，并且当已经添加了计算量的燃料时，可以终止补充燃料过程。

在一些示例中，尤其是在其中在步骤2024处手动输入燃料热值的实施方式中，然后可以执行检查以验证输入数据。检查可以包括测量燃气涡轮发动机10中使用中的燃料的热值，可选地在起飞前飞行器1的滑行期间进行。确定燃料热值可以通过在飞行器操作的第一时间段(在其期间燃气涡轮发动机10使用燃料)期间监测发动机参数来执行；以及基于所监测的发动机参数(例如，燃料燃烧的速率、燃料流率、温度、压力、生成的推力、轴速度等)来确定燃料的热值。在录入的值与确定的值存在显著不匹配的情况下，作为安全措施，飞行器1可返回终端进行进一步调查。

因此，用于飞行器1的推进系统2可包括补充燃料管理器206，该补充燃料管理器206布置成：

获得2022对于预定飞行轮廓所需的能量的量，可选地包括安全裕度；

获得2024可用于飞行器的燃料的热值；

计算2026提供所需能量所需要的可用燃料的量(质量或体积)；以及

输出2028允许飞行器1相应地补充燃料所需要的可用燃料的量(质量或体积)。

在一些实施方式中，可以单独提供补充燃料管理器；而不在飞行器1上提供补充燃料管理器。可选地，可以提供补充燃料管理器作为基于地面的补充燃料站的部分。

如果飞行轮廓不包括安全裕度，或者如果发现任何扩展安全裕度的理由(例如预报的不利天气或异常高的载荷)，则可以在计算的级处添加(进一步的)安全裕度。

补充燃料管理器206可附加地布置成控制2029自动化补充燃料系统，使得其根据燃料的计算量为飞行器1补充燃料(例如，仅在公差内添加计算量的燃料)。

补充燃料管理器206可以被提供为内置于推进系统2中的单独补充燃料管理单元，和/或被提供为并入预先存在的飞行器控制系统中的软件和/或硬件(例如，作为发动机电子控制器(EEC)42的部分)。在一些示例中，补充燃料管理器206可以存储当前在(一个或多个)飞行器箱50、53中的任何燃料的热值数据，并且可以使得这些数据在补充燃料之后被更新。数据可以与执行计算的电路分开地存储，并在需要时被检索——无论数据存储在哪里，该存储都能够被认为是补充燃料管理器206的部分，无论它是一体式的还是以任何方式物理连接。

在其中查找或读取(例如通过扫描条形码)热值的示例中，此值可以自动传递到补充燃料管理器206，或者可以例如由飞行员或技术人员键入到补充燃料管理器206的用户接口中，或者与补充燃料管理器206相关联的用户接口中。

在一些实施方式中，可以提供一种用于机翼上或机翼外的非暂时性计算机可读介质，其已在其上存储指令以引起上述方法2020。指令可使处理器：

获得2022对于飞行器1的预定飞行轮廓所需的能量的量；

获得2024可用于飞行器的燃料的热值；

计算2026提供所需能量所需要的可用燃料的量；以及

输出2028所需要的可用燃料的质量或体积以便允许飞行器相应地补充燃料。

在具有自动化补充燃料的实施方式中，指令可以进一步布置成使得处理器控制2029到飞行器1的燃料输入，使得飞行器用计算量的可用燃料补充燃料。在其他实施方式中，输出可以由人员读取，人员然后相应地给飞行器1补充燃料，和/或用于在已经添加了足够体积或质量的燃料时提供警报。

发明人还领会到，由于不同的燃料能够具有不同的性质，同时仍然符合标准，所以对可用于飞行器1的(一种或多种)燃料的认知能够允许对推进系统2进行更有效的、定制的控制。例如，改变成具有更高热值的燃料可允许更少量的燃料来供应飞行器用于飞行的能量需要。由于需要更多的动力来提升更大质量的燃料，为预定飞行取得足够的燃料(包括高于预期能量需求的安全裕度)，但不完全填充(一个或多个)箱，可以通过减少飞行器的起飞重量来提供效率加分。因此，对燃料的热值的认知能够用作改进飞行器性能的工具，例如，避免携带过多燃料重量和/或测定在给定大气条件下在飞行器后面形成凝结尾流的可能性。可以通过第二种方法检查一种或多种燃料的热值以改进可靠性，尤其是如果对热值的认知将以任何可能影响安全的方式使用(例如，确保足够的机载燃料用于在目的地机场处安全着陆)。

在如关于图6至图9所描述的各种示例中，飞行器1接收在补充燃料时提供给飞行器1的燃料的热值数据的输入。例如，可以扫描要添加到飞行器的燃料箱50、53的燃料的条形码，以读取燃料、或者识别的示踪物物质(例如着色物)和基于该示踪物查找的燃料性质的数据。备选地，飞行员或技术人员可以被提供有热值，例如在书面标签上或口头上，用于录入到飞行器系统中。热值数据可以手动录入，或者电子传输到飞行器1。在其中查找或读取(例如通过扫描条形码)热值的示例中，此值可被自动传递到飞行器1的燃料跟踪系统203，或者可例如由飞行员或技术人员键入到燃料跟踪系统203的用户接口中，或者与燃料跟踪系统203相关联的用户接口中。

应当领会，检查燃料的热值可能是重要的，尤其是在涉及热值的手动数据录入的示例中。因此，可以检查在补充燃料时提供给飞行器1的燃料的热值数据的所接收的输入，并且如果燃料的所确定的热值与所接收的热值数据输入不一致，则可提供警报。

在图6中所示的示例中，提供了两个传感器204a、204b，每个传感器布置成在补充燃料时物理地和/或化学地检测被添加到燃料箱50、53中的燃料的组成的一个或多个特征。这些燃料特性中的一个或多个可用于推断或计算热值。传感器204可被描述为燃料跟踪系统203的部分，燃料跟踪系统203可被描述为燃料组成跟踪系统203。

在备选示例中，可以不提供这样的传感器204(例如，可以替代地读取与燃料存储容器60相关联的条形码，并且将关于燃料的对应数据提供给补充燃料管理器206)，或者可以提供更多或更少和/或在不同位置的传感器。

在许多情况下，当要给飞行器1补充燃料时，飞行器1的(一个或多个)箱50、53不是完全空的。在这种情况下，还可选地通过从存储中检索燃料的特性(例如热值，或能够从其计算热值的其他性质)和/或通过燃烧燃料样本(例如在滑行期间)并直接测量热值来获得已经在飞行器1上的燃料的热值。根据剩余燃料的已知量(质量、体积或(一个或多个)箱的％满)、添加的燃料的已知量和各自的已知热值，能够在适当时(例如，在燃料在同一箱或连接的箱中混合，或在使用中共混的情况下)确定所得共混物的热值。

在各种示例中，确定布置成供应到使用中的燃气涡轮发动机10的燃料的热值。应当领会，在具有多个燃料源的实施方式中，布置成供应到燃气涡轮发动机10的燃料可以不同于任何给定箱50、53中的燃料。该燃料可以包括飞行器1最近被补充燃料的燃料和在较早的补充燃料事件之后在(一个或多个)飞行器箱50、53中剩余的任何燃料的混合物。在一些示例中，可以例如从接近燃气涡轮发动机10的管提取样本，用于分析，例如使用基于地面的分析单元或实验室。在备选的或附加的示例中，确定可以在机翼上执行，使用飞行器1上的一个或多个传感器或其他检测器。

在备选的或附加的示例中，在补充燃料时提供给飞行器1的燃料的热值被确定——例如，通过在补充燃料事件之前的基于地面的测试，或者通过在仅包含新添加的燃料的管或箱中在机翼上测试。在具有主动燃料管理系统的示例中，可以可能的是，单独向燃气涡轮发动机10供应新燃料，而不管是否仍机载较旧燃料(例如通过箱/燃料源选择)，并且直接从发动机性能计算新燃料的热值。

在执行燃料的基于地面的测试的示例中，在补充燃料时提供给飞行器1的燃料的热值可以在燃料测试单元61a中确定。在一些示例中，燃料测试单元可以形成燃料递送装置61的部分。在其他示例中，燃料测试单元61a可以由航空公司或机场提供，或者样本可以被送到实验室进行分析。

这种示例的测试单元61a可以在补充燃料现场处在机翼外提供。

在执行燃料的机翼上测试的示例中，确定供应到使用中的燃气涡轮发动机10的燃料的热值可以在起飞前的飞行器的滑行和爬升期间中的至少一个期间执行。如果识别到足够大的差别，飞行可能会中止，经历对燃料的重新验证。

在执行燃料的机翼上测试的示例中，可以通过在飞行器1的辅助动力单元中燃烧取自燃料箱50、53的燃料并测量热值来执行供应到使用中的燃气涡轮发动机10的燃料的热值的确定。备选地或附加地，主燃气涡轮发动机10本身可用于执行燃烧。

在补充燃料之后，然后执行检查以验证飞行器1上的燃料的热值。检查可以包括测量燃气涡轮发动机10中使用中的燃料的热值，可选地在起飞前飞行器1的滑行期间进行。

如果所确定的热值与所接收到的热值数据之间的差别超过阈值，则可以提供警报——例如可听和/或可见警报，和/或发送给飞行员或其他责任方的消息。应当领会，当所确定的热值是在飞行器1上产生的燃料混合物的热值时，所确定的值不直接与所接收到的热值数据进行比较；替代地，对一者或另一者进行调整，以反映来自较旧的燃料的贡献。

所执行的方法2030在图7中图示。

在步骤2032处，接收在补充燃料时提供给飞行器1的燃料的热值数据的输入。该数据可以手动录入、传输到燃料跟踪系统203、通过读取条形码或类似方式获得。输入可包括燃料的热值，和/或可布置成允许确定(例如计算或查找)燃料的热值。

输入可以以任何合适的方式获得，例如(例如经由与燃料跟踪系统203通信的图形用户接口)手动录入，和/或(例如在读取条形码之后从条形码扫描仪通过有线或无线通信)电子通信到燃料跟踪系统203。在一些实施方式中，输入可以是或包括传感器数据，例如提供一个或多个化学或物理燃料特性。输入中的燃料的热值或从输入确定的燃料的热值可被存储以供将来使用，可选地存储在燃料跟踪系统203的存储器中或与燃料跟踪系统203通信。

在步骤2034处，对于以下至少一项确定热值：

(i)供应到使用中的燃气涡轮发动机10的燃料(该燃料包括在补充燃料时提供给飞行器1的燃料中的一些或是在补充燃料时提供给飞行器1的燃料)；以及

(ii)在补充燃料时提供给飞行器1的燃料。

确定2034不使用在步骤2032处提供的热值数据，使得在步骤2032和2034中的热值的确定彼此独立。确定2034可以以其他方式使用上述任何方法。该值可被存储以供将来使用，可选地存储在燃料跟踪系统203的存储器中或与燃料跟踪系统203通信。

应当领会，供应到使用中的燃气涡轮发动机10的燃料可以不同于在补充燃料时提供给飞行器1的燃料，因为可以使用已经在飞行器1上的其他燃料(在与新燃料相同的箱50、53中混合，或者以来自不同机载燃料源的共混物的形式提供)。

步骤2032(接收热值输入)和2034(独立于该输入确定热值)可以按任一顺序或同时执行。

在步骤2036处，如果燃料的所确定的热值与所接收到的热值数据输入不一致，则提供警报。

应当领会，如果箱50、53在补充燃料之前不是空的，也可以获得已经机载的燃料的热值——例如通过检索该燃料的先前存储的热值——并且还可以用于确定2034燃料的所确定的热值是否与所接收到的热值数据输入不一致。

在补充燃料后在燃料箱50、53中的燃料的热值的更新值可以可选地由燃料跟踪系统203计算和存储以供将来使用。在其中飞行器1具有流体连接的多个燃料箱50、53、使得箱50、53中的燃料等同的示例中，燃料的单个热值可以被存储和更新。在其中飞行器1具有未流体连接的多个燃料箱50、53、使得不同箱50、53中的燃料之间可能存在差异的示例中，可以为每个箱存储和更新单独的热值。

然后可以在每个补充燃料事件上迭代方法2030。

因此，方法2030的实施允许执行检查以验证输入数据。检查可以包括测量燃气涡轮发动机10中使用中的燃料的热值，可选地在发动机10的预热期间或在起飞前飞行器10的滑行期间进行。确定2034燃料的热值可以通过在飞行器操作的第一时间段(在其期间燃气涡轮发动机10使用燃料)期间监测发动机参数来执行；以及基于所监测的发动机参数(例如，燃料燃烧的速率、温度、压力、(一个或多个)轴速度、生成的推力等)来确定燃料的热值。在所录入的值与所确定的值中存在显著不匹配的情况下，作为安全措施，飞行器1可返回终端进行进一步调查，和/或基于对燃料热值的认知的推进系统控制可不执行。

因此，用于飞行器的推进系统2可包括燃料跟踪系统203，该燃料跟踪系统203布置成：

接收在补充燃料时提供给飞行器1的燃料的热值数据的输入；

确定以下至少一项：

i.供应到使用中的燃气涡轮发动机10的燃料的热值；以及

ii.在补充燃料时提供给飞行器1的燃料的热值；以及

如果所确定的热值与所接收到的热值数据输入不一致，则提供警报。

燃料跟踪系统203可以被提供为内置于推进系统2中的单独的燃料跟踪单元，和/或被提供为并入预先存在的飞行器控制系统中的软件和/或硬件。在一些示例中，燃料跟踪系统203可以存储当前在(一个或多个)飞行器箱50、53中的任何燃料的热值数据，并且可以使得这些数据在补充燃料之后被更新。数据可以与执行计算的电路分开地存储，并在需要时检索——无论数据存储在哪里，该存储都能够被认为是燃料跟踪系统203的部分，无论它是一体式的还是以任何方式物理连接。

燃料跟踪系统203包括燃料组成跟踪器202。所描述的示例的燃料组成跟踪器202包括布置成存储当前燃料特性数据(特别是热值)的存储器202a，以及布置成计算在补充燃料之后燃料箱50、53中的燃料的一种或多种燃料特性的更新值的处理电路202c。然后，计算值可以替换存储器中先前存储的燃料特性数据，和/或可以被打上时间和/或日期印记并添加到存储器。因此，可以汇编燃料特性数据随时间的日志。

所示示例的燃料组成跟踪器202还包括接收器202b，接收器202b布置成接收与燃料组成相关的数据(例如，热值或者能够用于确定热值的数据)和/或对燃料组成信息的请求。

所示示例的燃料组成跟踪器202还包括输出模块202c，该输出模块202c布置成如果供应到燃气涡轮发动机10的燃料和/或新添加的燃料的所确定的热值与所接收到的热值数据输入不一致，则提供警报，例如通过向报警器或其他系统发送信号。

在其中查找或读取(例如通过扫描条形码)热值的示例中，该值可以自动传递到燃料组成跟踪器202，或者可以例如由飞行员或技术人员键入到燃料组成跟踪器202的用户接口中或与燃料组成跟踪器202相关联的用户接口中。

在一些实施方式中，热值检查方法2030可以并入到如前面关于图5所描述的补充燃料方法2020中，如图9中所图示。在这样的实施方式中，燃料组成跟踪器202也可以被称为补充燃料管理器，或者可以形成补充燃料管理器206的部分。

在步骤2022处，获得可选地包括安全裕度的对于预定飞行轮廓所需的能量的量。在这种情况下，“获得”的能量的量意味着所需能量的量的数值或测量值以某种方式可得到以在本方法2020、2030中使用——无论这是通过计算或其他确定(例如从查找表)、通过与另一个系统的通信、通过来自用户的输入(例如在图形用户接口处)、通过从存储器检索还是以任何其他合适的方式进行。例如，补充燃料管理器202、206可以接收包括指示能量要求的值的消息，或者可以基于对预定飞行轮廓以及飞行器1和飞行器载荷的认知来计算这样的值。

术语“飞行轮廓”如上文所限定的那样使用。

在步骤2032处，如上所描述，接收在补充燃料时提供给飞行器1的燃料的热值数据的输入。

步骤2022和2032可以按任一顺序或同时执行。

应当领会，如果箱50、53当前不是空的，也可以获得已机载的燃料的能量含量——例如，通过检索该燃料的先前存储的热值，并通过参考该热值和(一个或多个)箱50、53中剩余的燃料量计算剩余燃料的能量含量。

在步骤2026处，基于所获得的值，计算提供所需能量所需要的可用燃料的量。计算量可以是燃料的体积和/或质量——补充燃料可以按体积或按重量执行。在一些示例中，该计算可由补充燃料管理器206本身执行。在存在剩余机载燃料的示例中，在计算所需要的可用燃料的量之前，可以从对于预定飞行轮廓所需的能量减去该燃料的能量。

在步骤2028处，输出计算量(质量或体积)的所需要的可用燃料，以便允许飞行器1相应地补充燃料。例如，补充燃料管理器206可以在图形用户接口上显示该量，可以将该量传输到另一个系统以引起补充燃料技术人员的注意，或者可以将该值提供给自动化系统，以便一旦已经提供了计算量的燃料，就使得该系统自动终止补充燃料过程。

在补充燃料后燃料箱50、53中的燃料的热值的更新值可选地由补充燃料管理器202、206计算并存储以供将来使用。在其中飞行器1具有流体地连接的多个燃料箱50、53使得箱50、53中的燃料等同的示例中，可以存储和更新燃料的单个热值。在其中飞行器1具有未流体连接的多个燃料箱50、53、使得不同箱50、53中的燃料之间可能存在差异的示例中，可以为每个箱存储和更新单独的热值。

方法2020还可包括控制2029自动化补充燃料系统以根据燃料的计算量为飞行器1补充燃料。备选地，补充燃料2029可以手动地执行，例如由可选地从与飞行器的燃料管线连接端口62相关联的显示器读取所需要的可用燃料的输出计算量(质量或体积)的人来执行。

在一些示例中，可以在执行步骤2022至2028中的一个或多个之前开始补充燃料；这些步骤可以在补充燃料期间执行，并且然后当已经添加了计算量的燃料时，可以终止补充燃料过程。

然后执行检查2034、2036以验证输入数据，如上文所描述。

检查可以包括测量2034燃气涡轮发动机10中使用中的燃料的热值，可选地在起飞前飞行器10的发动机预热或滑行期间进行。确定2034燃料的热值可以通过在飞行器操作的第一时间段(在其期间燃气涡轮发动机10使用燃料)期间监测发动机参数来执行；以及基于所监测的发动机参数(例如，燃料燃烧的速率、温度、轴速度、压力、生成的推力等)来确定燃料的热值。在所录入的值与所确定的值显著不匹配的情况下，提供2036警报，并且作为安全措施，飞行器1可以返回到终端进行进一步调查。

检查可以在补充燃料期间或之后执行。

然后，方法2020、2030可在每个补充燃料事件上迭代。

在一些示例中，燃料跟踪系统203因此可进一步布置成：

获得2022对于预定飞行轮廓所需的能量的量，包括安全裕度；

获得2032可用于飞行器的燃料的热值；

计算2036提供所需能量所需要的可用燃料的量(质量或体积)；以及

输出2038所需要的可用燃料的量(质量或体积)以便允许飞行器相应地补充燃料。

在这样的示例中，燃料跟踪系统203可以被称为补充燃料管理器206。应当领会，关于图4和图5描述的示例因此可以与关于图6至图9描述的示例相组合。

在这样的示例中，计算提供所需能量所需要的可用燃料的质量或体积包括获得已经在燃料箱50、53中的燃料的热值，并从对于预定飞行轮廓所需的确定的能量的量减去该热值。

该方法还可以包括计算在补充燃料之后的混合燃料的热值。仅当混合燃料的计算热值与供应给使用中的燃气涡轮发动机10的燃料的确定热值不匹配时，才可确定供应给燃气涡轮发动机10的燃料的热值与接收的热值数据输入不一致。

发明人领会到，由于不同的燃料能够具有不同的性质，同时仍然符合标准，所以对可用于飞行器1的(一种或多种)燃料的认知能够允许对推进系统进行更有效的、定制的控制。例如，改变成具有较高热值的燃料可允许的较小流率的燃料满足飞行器在飞行包线中的特定点处的能量需求，因此如果总泵送流率恒定，则潜在地向辅助系统(例如燃料液压致动器或燃料-油热交换器)提供更多的燃料。因此，即使在补充燃料的点处不知道燃料的热值，也能够将对燃料的热值的认知用作改进飞行中的飞行器性能的工具，例如，测定在给定大气条件下在飞行器1后面形成凝结尾流的可能性以及在飞行中途改变燃料源或海拔高度。此外，飞行中热值的确定可以用作检查，以验证在补充燃料时或补充燃料前提供的数据。

如上文所讨论，燃料的热值(也称为发热值)可以直接确定——例如通过测量当某体积或质量的燃料在燃气涡轮发动机10中燃烧时释放的能量——或者从其他燃料参数计算。在目前描述的实施例中，关于图10至图12，当某体积或质量的燃料在飞行器1的燃气涡轮发动机10、44内燃烧时，通过测量释放的能量(或进行允许推断释放的能量的测量)直接确定燃料的热值。因此，主/推进燃气涡轮发动机10本身和/或辅助动力单元(APU)44的燃气涡轮发动机的性能被用于确定此燃料特性。

除了关于图4和图6描述的推进系统2之外，图10中所示实施方式的动力系统4包括辅助动力单元(APU)44。当系统2、4不仅仅提供推进动力时，或者实际上当系统4不提供任何推进动力时，可以使用更一般的术语“动力系统”4来代替推进系统2。推进系统2是动力系统4的示例。

APU 44是比飞行器1的机翼上的燃气涡轮发动机10更小的燃气涡轮发动机，并且布置成向飞行器1的系统提供电力；例如照明、加热、空气调节和/或类似。APU 44可以是例如霍尼韦尔331系列中的APU，诸如HGT1700辅助动力单元(APU)。在一些实施方式中，APU 44可以被认证用于飞行中使用；在其他实施方式中，它可以被认证为仅用于地面使用。飞行器APU 44通常布置成使用一个或多个飞行器电池来起动，以便为空气调节和发动机起动提供电力以及可选地泄放空气。所示实施方式的APU 44朝向机身的后部定位，并且不布置成向飞行器1提供任何推进动力。在备选实施方式中，APU可以不同地定位(例如，在飞行器1的机舱21内)，和/或可以提供一些推进动力。在图10中所示的示例中，中央燃料箱50布置成向APU 44供应燃料；在其他示例中，加燃料布置可以不同。

在飞行器操作的第一时间段(在其期间燃气涡轮发动机10、44使用燃料)期间，感测发动机参数，并且可选地随时间监测发动机参数。这些参数可包括以下中的一个或多个：所提供的推力/推进力、在给定时间内使用的燃料的体积(或质量)(例如，根据燃料泵送速率/燃料流率计算，如果适用，记住泵溢流比)、排气温度、一个或多个轴速度、其它部件/在其它位置中的一个或多个温度读数、和/或一个或多个压力测量。在一些示例中，可以假设供给到燃气涡轮发动机10的燃烧器16的燃料的100％完全燃烧。在其他示例中，可在适用时对燃烧的完全性做出不同的假设。

传感器224，例如温度传感器224a和压力传感器224b，可以与燃气涡轮发动机10或每个燃气涡轮发动机10相关联地提供，以便监测燃气涡轮发动机10的性能。

基于所监测的发动机参数，然后能够确定燃料的热值。

如上文所讨论，应当领会，检查燃料的热值可能是重要的，尤其是在涉及热值的手动数据录入的示例中。因此，所确定的热值可以通过第二确定(并且可选地也可以通过附加确定)来检查，和/或用于检查手动录入(或以其他方式提供)的值，并且如果燃料的所确定的热值与所接收的热值数据输入不一致，则可以提供警报。因此，当前关于图10至图12描述的示例可以与上面关于图6至图9描述的示例相组合。

在各种示例中，飞行器1接收在补充燃料时提供给飞行器1的燃料的热值数据的输入，并且所输入的值与所确定的值的比较可以提供该检查。例如，可以扫描要添加到飞行器1的燃料箱50、53的燃料的条形码，以读取燃料、或者识别的示踪物物质(例如着色物)和基于该示踪物查找燃料性质的数据。备选地或附加地，飞行员或技术人员可以被提供热值，例如在书面标签上或口头上，用于录入到飞行器系统中。因此，热值数据可以手动录入，或者传输到飞行器1。在其中查找或读取(例如通过扫描条形码)热值的示例中，此值可被自动传递到飞行器1的燃料跟踪系统203，或可例如由飞行员或技术人员键入到燃料跟踪系统203的用户接口中或与燃料跟踪系统203相关联的用户接口中。

在一些实施方式中，通过测量或以其他方式确定当某体积或质量的燃料燃烧时释放的能量来确定的热值可以对照以不同方式(诸如上述确定方法中的任何方法)确定的值来验证。

因此，燃料的热值可以从机翼上的燃烧的结果物理地确定，并且可选地用提供给飞行器1的值来验证，从检测的化学性质化学地确定，或者从其它检测到的燃料性质(机翼上或机翼外)计算/推断，例如使用上述检测技术中的任何一种。在备选的或附加的示例中，可以重复基于发动机性能确定热值的过程，并且比较这些值，从而使用相同的方法提供检查。在备选的或附加的示例中，基于发动机性能的热值可以在两个不同的发动机中确定，因此提供检查；例如两个不同的推进燃气涡轮发动机10，或推进燃气涡轮发动机10和APU燃气涡轮发动机44。

重复感测和确定以便获得第二热值可以被描述为在第二时间段内执行相同的方法。第一时间段和第二时间段可以处于飞行器操作的不同阶段(例如，地面操作与巡航、爬升与巡航、或在第一海拔高度处巡航与在第二海拔高度处巡航)，或者可以处于飞行器操作的相同阶段——因此，在一些情况下，可以不对推进系统控制做出改变和/或环境条件在两个时段之间可以是相同的，使得所监测的参数的相同值(在误差/自然变化范围内)将是预期的。

如果所确定的热值与所接收到的热值数据之间的差别超过阈值，则可以提供警报——例如可听和/或可见警报，和/或发送给飞行员或其他责任方的消息。应当领会，当所确定的热值是在飞行器1上产生的燃料混合物的热值时，所确定的值不直接与所接收到的热值数据进行比较；替代地，对一者或另一者做出调整，以反映来自不同的(一种或多种)燃料的贡献。

如果识别出足够大的差别，飞行可能会中止，经历对燃料的重新验证，和/或可以不执行推进系统2的特定于燃料的控制。

在一些示例中，飞行器1可以包括多个燃料箱50、53，并且燃料箱中的两个或多个可以容纳不同的燃料，这些燃料可以具有不同的热值。在这种情况下，可以确定每个箱50、53中的燃料的热值——例如，使用燃料管理系统从一个箱初始提供100％的燃料，并进行第一确定，并且然后使用燃料管理系统从另一个箱初始提供100％的燃料，并进行第二确定。备选地或附加地，两种(或更多种)不同燃料的两种(或更多种)不同共混物的热值可以根据发动机用具体共混物时的性能来确定，并且可以基于这些确定来计算单个箱50、53中的燃料的热值。在其他这样的情况下，两种或更多种不同的燃料可以总是以相同的比在共混物中提供，并且因此共混物的热值可能是唯一感兴趣的值。

在本文描述的示例中，确定供应到使用中的燃气涡轮发动机10的燃料的热值。该燃料可以包括飞行器1最近已被补充燃料的燃料和在较早的补充燃料事件之后留在(一个或多个)飞行器箱50、53中的任何燃料的混合物，并且可以包括来自不同箱的燃料的混合物。

在飞行器操作的第一阶段中执行(一个或多个)确定，并且然后结果能够用于在飞行器操作的一个或多个后期阶段中影响对推进系统2的控制，或者更一般地影响对飞行器1的控制。例如，可以在飞行器1起飞前的滑行期间和/或在其他基于地面操作期间，执行确定供应到使用中的燃气涡轮发动机10的燃料的热值，并且该结果可以用于在起飞、爬升和巡航中的一个或多个期间影响控制。尤其是在辅助动力单元44用于确定的实施方式中，甚至可以在(一个或多个)主燃气涡轮发动机10已经开启之前在机场登机口处执行确定。备选地，该确定可以在巡航条件下执行，并且该结果用于影响较后的飞行中的控制，例如在同一飞行中的较后的巡航期间的控制。

应当领会，巡航条件通常占大多数商业飞行的大的比例，并且因此优化用于巡航的推进系统控制在大多数情况下提供了大部分飞行包线的优化。

所执行的方法2040在图11中图示。

在步骤2042处，在其中感兴趣的燃料在飞行器1的燃气涡轮发动机10、44中燃烧的第一时间段期间，感测或监测发动机参数。此时间段可以被描述为飞行器操作的第一时间段，并且可以发生在飞行器操作的任何点处，包括当飞行器1静止时(例如在登机口处)。特别地，在其中在飞行器1静止时监测发动机参数的示例中，所使用的燃气涡轮发动机可以是飞行器1的APU 44，而不是主要布置成提供推进动力的发动机10之一。

第一时间段可以是发动机初始起动时怠速时的时段。这可以允许在飞行开始之前确定燃料热值，并且此后发动机10的操作可以根据所确定的热值而变化。因此，本文描述的方法2040可用作主动控制方案的部分。

作为所监测的发动机参数的示例，进入燃烧器16的质量燃料流率、发动机10的一个或多个轴26、27的轴速度和/或一个或多个压力和温度可以被感测——在第一时间段内的某一点处瞬时感测，或者通过在第一时间段上监测来感测。进入燃烧器16中的燃料流率可以直接测量——许多当前的飞行器1在该位置处具有燃料流量计，并且如果没有，可以添加流量计。备选地，进入燃烧器时的燃料流率可以从别处收集的数据推断——例如从燃料计量阀的位置(这种阀通常提供位置反馈)，或者从位于别处的一个或多个泵或流量计推断。在具有容积泵而不是重量泵的示例中，可以根据体积流率和燃料密度计算质量流率，或者可以相应地调整热值计算。附加地，应当领会，当前的飞行器1例行地监测一个或多个轴速度，并且该信息与其它数据一样，经常被提供给发动机电子控制器(EEC)42。因此，可以在不需要任何新传感器的情况下执行步骤2042。

在步骤2044处，使用所监测的发动机参数确定所燃烧的燃料的热值。

例如，用于获得低压轴26的给定速度或实际上发动机轴26、27中任一个的速度的质量燃料流率可用于计算燃料的热值(直接计算或通过使用已知值的查找表)。在一些实施方式中，可以执行瞬时测量以便确定热值。在其他情况下，参数(例如燃料流率和轴速度)可以在相同燃料的较长操作时段上被监测，例如用于改进计算的置信度。

质量燃料流率与轴速度之间的关系的变化与燃料的热值变化可至少约为1:1(假设没有轴的齿轮装置)。

在一些实施方式中，可以在其中感兴趣的第一燃料在燃气涡轮发动机10中燃烧的第一时间段和其中感兴趣的第二燃料在燃气涡轮发动机10中燃烧的第二时间段中进行测量。除了燃料的变化之外，所有其他发动机控制选项/发动机操作的所有其他特征可以在第一时间段与第二时间段之间保持恒定，使得燃料变化是唯一的变量，并且系统的响应(就所监测的参数中的一个或多个的变化而言)能够单独归因于燃料的变化。质量燃料流率与选定轴的速度之间的关系的变化与热值的变化可以具有接近1:1的关系。因此，第二燃料的热值可以基于对第一燃料的热值的认知来确定，可选地作为与第一燃料的热值相比的相对值。

作为考虑轴速度的备选方案，在改变燃料时，质量燃料流可以保持恒定，并且考虑跨燃烧器16的温升的变化(如果有的话)。可以将燃烧器排出口温度——T40——与压缩机排出口温度——T30——进行比较，以获得该温度变化的测量值(其中压缩机排出口温度密切对应于燃烧器进入口温度)。

如本文所使用的，T30和T40以及任何其它编号的温度是使用标准SAE AS755中列出的站编号限定的，特别是：

·T30＝高压压缩机(HPC)出口温度

·T40＝燃烧排出口温度

在目前的发动机10中，由于高温，通常不使用常规的测量技术(诸如热电偶)直接测量T40。可以光学地进行直接温度测量，但是备选地或附加地，可以替代地从其他测量来建模或推断T40的值(例如，使用来自用于在其他站处进行温度测量的热电偶的读数和对燃气涡轮发动机架构和热性质的认知)。

对于具有较高热值的燃料，将预期跨燃烧器的温升(T40-T30)增加，并且反之亦然，因此质量燃料流率和燃烧器温度变化能够用作轴速度的备选方案，或者作为基于轴速度的计算的检查。

对于所列的示例，描述了燃料变化时热值的变化的计算。应当领会，可以计算绝对值，但是对于燃料的固定质量流率，观察轴速度和/或燃烧器温升(或另一参数)的变化可以在其中对能够多好地测量燃料质量流量存在相关准确度限制的情况下提供改进的准确度。

当评估变化时，如上文所描述，可能希望使第一时间段和第二时间段尽可能合理地接近在一起——可以留下小间隔以确保燃烧器16中燃料的完全变化并允许任何瞬态效应过去。所需的间隔大小(如果有)可能取决于操作条件下的燃料流率。一旦燃料到达燃烧器16，燃气涡轮发动机10通常几乎立即(在一秒钟内)对燃料的差异做出反应，并且用于轴速度测量的速度探测器通常具有低时间常数。在相对低功率、低燃料流率条件下，可以使用从进入吊挂架(pylon)的燃料变化时起的大约10秒的间隔，该吊挂架将发动机10连接到飞行器1的机体。在较高功率下，其中燃料流率可以是四倍或更多倍高，从燃料在吊挂架进入口上改变起的2-3秒的间隔可能是适当的。应当领会，从燃料箱到发动机10的行进时间可基于箱位置以及燃料流率而变化并且能够利用对特定飞行器1的认知来相应地调节——因此，为了便于概括，这里提到了吊挂架进入口，尽管在各种实施方式中可以使用从燃料箱50、53处或附近的阀的打开或关闭或者燃料泵108的启用或停用起的时间变化，其中参考感兴趣的点与发动机10之间的燃料流动时间计算间隔。因此，该间隔可布置成允许从燃料供应管冲洗出第一燃料和用于使第二燃料到达燃烧器16以及用于达到新的稳定状态所花费的时间。

此外，可以将测量在每个时间段内的一段时间(例如5秒至30秒)上或仅在第二时间段中平均，并且检验任何趋势，以检查已经达到新的稳定状态和/或改进可靠性。在其他示例中，可以在确定中使用瞬态行为本身——在这种情况下可以不留间隔，并且可以在覆盖变化的单个时间段期间监测参数。

在一些实施方式中，飞行器1的推进系统2然后可以根据燃料的所确定的热值而被不同地控制2046。

方法2040还可用于获得飞行中的近瞬时测量，例如，当燃料从不同的箱50、53或箱的组合中抽取时，检查燃料热值。然后，该方法2040可用作主动控制方案的部分，以控制燃气涡轮发动机10的后续操作。例如，基于燃料流率与轴速度之间的关系的变化，可以检测热值的变化，并且可以相应地控制发动机性能，例如通过改变以下中的一个或多个：燃料流率；泵溢流；海拔高度；导向叶翼分级(其中提供可变位置叶翼)；和燃料(其中在飞行器1上有多种不同燃料可用)。

因此，一旦已经确定了飞行器1上的一种或多种燃料的(一个或多个)热值，推进系统2能够基于所确定的(一个或多个)热值被控制，通过例如：

·改变飞行器1的热管理系统(例如燃料-油热交换器)的操作参数，或者改变供应到发动机10的燃烧器16的燃料的温度。

·当多于一种燃料存储在飞行器1上时，可以基于燃料来选择将哪种燃料用于哪些操作(例如，用于基于地面的操作而不是飞行，或者用于具有不同推力需求的操作)。因此，可以基于燃料特性适当地控制燃料递送系统。

·基于对(一种或多种)燃料的热值的认知，调整飞行器1的一个或多个飞行控制表面以改变路线和/或海拔高度。

·改变燃料泵108的溢流百分比(即，再循环的泵送的燃料而不是传送到燃烧器16的比例，如下面更详细地讨论的)。因此可以基于燃料特性适当地控制泵108和/或一个或多个阀。

·改变可变入口导向叶翼(VIGV)的安排。因此，可以基于燃料特性在适当时移动VIGV，或者取消VIGV的移动。

应当领会，在现代燃气涡轮发动机10中，通常已经测量了进入燃烧器16的燃料流率，其中通常提供重量燃料流量计。在提供容积式燃料流量计的情况下，在适用时可以进行转换。此外，燃料流率可以附加地或备选地从控制流体流入燃烧器16和/或其他回路中的燃料计量阀的位置推断——这种燃料计量阀通常提供位置反馈，但是，尤其是在巡航时，而不是在怠速时，通过在燃料计量功能下游的流量计可以提供改进的准确度。类似地，轴速度已经被记录在现代燃气涡轮发动机10中，因此可能不需要附加的硬件/传感器来实施本文描述的方法2040。因此，方法2040可以在软件中实施，可选地作为EEC 42的部分，而不需要对燃气涡轮发动机10进行任何物理改变。

因此，用于飞行器1的推进系统2或如上所讨论的其它动力系统4可包括燃料跟踪器202，该燃料跟踪器202布置成：

在飞行器操作的第一时间段(在其期间燃气涡轮发动机10、44使用燃料)期间监测2042发动机参数；以及

基于所监测的发动机参数确定2044燃料的热值。

然后，燃料跟踪器202可以提供所确定的热值作为输出。所确定的热值可以供应给飞行器控制系统42，例如以用于影响对推进系统2的控制2046。

燃料跟踪器202可以被提供为内置于推进系统2中的单独的燃料跟踪单元，和/或被提供为并入预先存在的飞行器控制系统中的软件和/或硬件。在一些示例中，燃料跟踪器可以存储当前在(一个或多个)飞行器箱50、53中的任何燃料的热值数据，并且可以使得这些数据在新的确定之后被更新(例如，通过补充燃料而触发)。数据可以与执行计算的电路分开地存储，并在需要时检索——无论数据存储在哪里，该存储都能够被认为是燃料跟踪器202的部分，无论它是一体式的还是以任何方式物理连接。

燃料跟踪器202可以形成燃料跟踪系统203的部分。

燃料跟踪系统203包括燃料组成跟踪器202。所描述的示例的燃料组成跟踪器202包括存储器202a和处理电路202c，存储器202a布置成存储用于所监测的发动机参数的所接收到的值和所确定的燃料热值，处理电路202c布置成基于用于所监测的发动机参数的所接收到的值来计算热值。计算的热值可以替换存储器中先前存储的燃料特性数据，和/或可以被打上时间和/或日期印记并添加到存储器。因此，可以汇编燃料特性数据(特别是热值，然而也可以存储其他特性)随时间的日志。

燃料跟踪系统203包括一个或多个传感器224或与一个或多个传感器224通信。传感器224，例如温度传感器224a和压力传感器224b，与燃气涡轮发动机10相关联，以便监测燃气涡轮发动机10的性能。来自这些传感器的数据可选地与提供的其他数据结合使用，以基于燃烧该燃料时发动机性能来计算燃料热值。

所示示例的燃料组成跟踪器202还包括接收器202b，接收器202b布置成接收与燃料组成相关的数据(包括所监测的发动机参数，或以其他方式从其计算的值)和/或对燃料组成信息的请求。

所示示例的燃料组成跟踪器202还包括输出模块202d。在一些实施方式中，输出模块202d可布置成如果供应到燃气涡轮发动机10的燃料的所确定的热值与所接收到的热值数据输入不一致，则提供警报，例如通过向报警器或其他系统发送信号。

在一些示例中，燃料跟踪系统203因此可进一步布置成：

接收飞行器1中的或在补充燃料时提供给飞行器1的燃料的热值数据的输入；

将输入的热值数据与所确定的热值进行比较；以及

如果供应到燃气涡轮发动机10的燃料的所确定的热值与所接收到的热值数据输入不一致，则提供警报。

在备选或附加实施方式中，输出模块202d可以向飞行器控制系统42，例如发动机电子控制器(EEC)，发送消息——例如包括燃料热值或基于热值的控制指令——以便基于燃料特性影响对推进系统2的控制。

发明人还领会到，由于不同的燃料能够具有不同的性质，同时仍然符合标准，所以对可用于飞行器1的(一种或多种)燃料的认知能够允许对推进系统2进行更有效的、定制的控制，并且特别地，改变燃气涡轮发动机10的燃料泵108周围的溢流率可能是适当的。例如，改变为具有较高热值的燃料可允许到燃烧器16的较小流率的燃料满足飞行器在飞行包线中的特定点处的能量需求，因此如果总泵送流率恒定，则潜在地向辅助系统(例如燃料液压致动器或燃料-油热交换器)提供更多的燃料。

如图4、图6和图10中所描绘并在上文描述的，飞行器1可包括多个燃料箱50、53；例如，位于飞行器机身中的较大的主燃料箱50和位于每个机翼中的较小的燃料箱53a、53b。在其他示例中，飞行器1可以仅具有单个燃料箱50。如上文所描述，许多不同的燃料箱布置是可能的，并且箱50、53可以形成单个燃料源或多个燃料源。

因此，在飞行器的燃气涡轮发动机10中使用的燃料可以在飞行期间(其中飞行器1具有多个不同的燃料源)以及在飞行之间(因为飞行器1可以用不同的燃料补充燃料)变化。箱50、53可以容纳不同的燃料——例如，一个箱50容纳煤油喷射燃料，而另一个箱53容纳SAF或煤油-SAF共混物。不同的燃料可以在到燃烧器16的途中混合。因此，在一些示例中，在飞行器1的操作期间，供应到发动机10的燃料中的SAF的百分比可以在0％与100％之间变化。SAF可以具有在煤油的密度的90％与98％之间的密度(ρ)。SAF可以具有煤油的热值的101％与105％之间的热值(CV)(热值如上文所限定)。例如，煤油的热值可以是43.1MJ/kg(其中燃料规范中允许的当前最小CV为42.8MJ/kg)，而SAF的热值可以是44.2MJ/kg。燃料共混物的热值和密度可以相应地以煤油的密度的90％至100％的密度和煤油的热值的100％至105％的热值变化。

当前描述的示例的飞行器1包括燃料泵108，该燃料泵108布置成将燃料从一个或多个箱50、53泵送到燃气涡轮发动机10。燃料泵108具有入口108a和出口108b，入口108a布置成接收燃料，燃料经由出口108b离开泵108。所接收的燃料可以来自单个箱，或者可以是来自箱50、53的组合的共混物。因此，在一些示例中，供给到燃气涡轮发动机10的燃料可以具有与存储在箱中的任何燃料不同的组成。燃料可以在到泵108的入口108a的途中穿过热管理单元的一个或多个元件或其他发动机部件。此外，并非所有离开泵108的燃料都供应到燃烧器16；而是一些被再循环(“溢流”)，并且再循环的燃料通常形成进入泵入口108a的燃料的一定比例。

再循环通过泵108的燃料的比例称为溢流或溢流百分比，即：

再循环燃料可包括例如经由燃料返回管线46直接从泵出口108b返回到泵入口108a的燃料(图13，流S₁)。在其他示例中，可以不存在这样的燃料返回管线46。再循环燃料可包括从燃烧器进入口转移开以在辅助系统或发动机部件中起其它作用的燃料(图13，流S₂)，例如其中燃料在一个或多个热交换器中充当传热介质，或在一个或多个燃料液压致动器中充当工作流体。此外，再循环燃料中的一些可以在以后使用之前返回到燃料箱50、53。因此，溢流的燃料(图13，流S₁和S₂)可用于执行发动机功能以及允许泵108保持以设定的流率操作，即使在燃烧器燃料需求存在波动时。如本文所使用的，“溢流”因此包括用于除了供给到燃烧器16之外的任何目的的燃料，而不仅仅是从泵出口108b直接发送到泵入口108a或返回到箱50、53的燃料。

当飞行器1在巡航时使用煤油操作时，70-85％的溢流是常见的，在飞行怠速时溢流通常达到98％。精确的溢流水平取决于飞行器和发动机设计、推力需求、环境温度、海拔高度和巡航阶段中的一者或多者(例如，由于附加燃料导致的较高的飞行器重量，和在巡航开始时通常较低的海拔高度，以及在巡航结束时较轻且通常较高的飞行器)。可设定至少5％或10％的最小溢流，以确保向辅助系统45提供足够的燃料。泵108可以定尺寸以用于飞行器1的最大起飞(MTO)推力，可选地在低海拔高度处。总泵容量的大约10％可以通常考虑用于在MTO时供应辅助系统45。与MTO相比，在巡航时，具有与发动机轴相关的旋转速度的泵108仍将非常快速地旋转，但是由燃烧器16所需求的流量将显著低于在MTO时；因此，在巡航时溢流的过量流量的比例通常比在MTO时高得多。

任何发动机10上的新泵108通常将具有一些额外的容量(有效地过量供应燃料)，因为其性能预期会随着时间的推移而劣化——因此，新泵108溢流的总流量的百分比(％)可能比旧泵的更大。应当领会，用于辅助系统45等的总燃料排出要求是根据向多少辅助系统供应燃料、这些系统45在流量方面的要求是什么、以及何时需要该流量(例如，并非所有燃料液压致动器通常同时移动)的函数。通常还提供备用容量裕度，使得通常可获得比所需要的更多的溢流燃料。

可以提供一个或多个传感器来直接检测溢流。例如，到燃烧器16中的燃料流率可以直接测量——许多当前的飞行器1在该位置处具有燃料流量计，并且如果没有，可以添加流量计——或者从别处的测量推断，并从已知的泵出口流量值Q减去，以提供再循环燃料流量的测量值。

发明人领会到，由于不同的燃料能够具有不同的性质，同时仍然符合标准，使用SAF或煤油-SAF共混物可以改变给定条件下的期望溢流。特别地，随着SAF含量的增加，期望的溢流通常可以减少。与泵108、与燃料返回管线46和/或与使用燃料的辅助系统或部件45相关联的一个或多个阀可用于控制溢流。泵108和阀(未用图表示)以及将它们连接在一起的燃料供应管线形成燃料供应系统230，如图13和图14中所图示。

燃料改变溢流比R_s限定为：

因此，当X＝0时，即当燃料是纯煤油燃料时，R_s等于1，但当X增加时，R_s变化。应当领会，在计算Rs时，除了燃料的改变之外，条件被认为是相同的——即相同的发动机10，相同的飞行阶段，相同的海拔高度，等等。

在各种示例中，X％至少是30％(X≥30)，并且R_s大于或等于1.003。

在各种实施例中，当燃料共混物按重量计为50％SAF(X＝50)时，燃料改变溢流比为至少1.0066，并且当X＝100使得燃料为纯SAF时，燃料改变溢流比为至少1.0138。

以下关系可应用于说明％SAF与溢流之间的关系的其中X％为至少10％，并且可选地为至少30％的各种示例中：

燃料供应系统230布置成以能量流率C向燃烧器16供应燃料，能量流率C可选地以兆瓦MW测量。可以控制该能量流率C以满足/等于燃烧器能量需求，以在给定条件下获得给定的动力输出/推力。将煤油的密度限定为ρ_K，将煤油的热值限定为CV_K，并且将供应给燃烧器16的燃料的密度和热值分别限定为ρ_F和CV_F，已经发现基于燃料性质和燃烧器能量需求来控制泵流率Q和溢流率是有利的，使得：

在各种示例中，燃气涡轮发动机10布置成使得对于具有在从400kN至500kN范围内的最大起飞推力的发动机10，在巡航时：

其中Q以英制加仑每小时、CV以CHU/lb、并且ρ以磅每英制加仑测量。

转换单位以测量以升/秒的Q、以MJ/kg的CV和以千克每升的ρ得到：

在各种示例中，燃气涡轮发动机10布置成使得对于具有在从300kN至350kN范围内的最大起飞推力的发动机10，在巡航时保持以下关系：

其中Q以英制加仑每小时、CV以CHU、并且ρ以磅每英制加仑测量。

转换单位以测量以升/秒的Q、以MJ/kg的CV和以千克每升的ρ得到：

因此，可以基于泵输出流量和燃料性质来控制燃料改变溢流比R_S。

如上文所提到的，期望的溢流可以基于环境温度、海拔高度和巡航阶段中的一者或多者而变化。因此，R_s可以相应地变化。

在各种示例中，对于恒定的温度和海拔高度，在巡航的开始与结束之间，R_s降低小于0.15％，并且可选地降低大于0.1％。

在各种示例中，当海拔高度增加至少600米时，R_s降低至少0.11％。

在一些实施例中执行的方法3000在图15中图示。

在步骤3002处，来自燃料箱50、53中的一个或多个的燃料被供应到燃气涡轮发动机10。供应到燃气涡轮发动机10的燃料包括X％SAF，其中X％在从5％至100％的范围内，其中燃料的任何剩余部分是煤油。燃料的密度表示为ρ_F，并且其热值表示为CV_F。对应地，ρ_K和CV_K用于煤油。

在一些实施方式中，在步骤3004处，推进系统2被控制成使得：

燃料改变溢流比R_s为：

其等于：

其中Q是泵出口处的燃料流率，并且C是进入燃烧器的燃料的能量流率。

因此，可以基于对燃料和当前发动机操作的认知来控制燃料改变溢流比Rs。燃料的热值和/或密度可以使用上述方法中的任何一种或多种来确定或以其他方式获得。

如果/当燃料改变时，控制3004可被迭代地重复和更新。

在备选的或附加的实施方式中，并且当在步骤3002处供应到燃烧器16的燃料包括在步骤3004处的至少30％SAF(即X≥30)时，推进系统2被控制成使得：

大于或等于1.003。

在各种这样的实施方式中，控制溢流使得：

例如，当X为50时，燃料改变溢流比可为至少1.0066，而当X为100时，使得燃料为纯SAF，且燃料改变溢流比可为至少1.0138。

在方法3000的各种实施方式中，燃气涡轮发动机10可布置成使得R_s≤1.04，和/或燃气涡轮发动机10布置成使得R_s≥1.003，并且可选地R_s≥1.014。

在其他实施方式中，特别是在其中燃料的热值未知的实施方式中，方法3000可以反过来——替代基于发动机活动和燃料性质控制R_s，可以在改变成新燃料时迭代地调整R_s，直到对于已知的(例如，设定的或感测的)泵出口流率Q实现了到燃烧器16的期望能量流率C。因此，在比R_s中捕获的溢流的变化可用于确定新燃料的热值(如果燃料的密度已知)或热值乘以燃料密度的值(如果不知道燃料的密度)。因此，R_s的变化可用于确定燃料性质。

因此，根据当前描述的示例的用于飞行器1的推进系统2可包括燃气涡轮发动机10和一个或多个燃料箱50、53，一个或多个燃料箱50、53布置成容纳燃料以供应燃料来为燃气涡轮发动机10提供动力，箱50、53中的一个或多个容纳单独的或作为共混物的部分的可持续航空燃料——SAF。SAF具有煤油的密度ρ_K的90％与98％之间的密度和煤油的热值CV_K的101％与105％之间的热值。

除了燃料泵108之外，许多示例的燃气涡轮发动机10包括：发动机核心11，该发动机核心11包括涡轮19、燃烧器16、压缩机14和将涡轮连接到压缩机的核心轴26；以及位于发动机核心的上游的风扇23，该风扇包括多个风扇叶片并布置成由来自核心轴26的输出驱动。

燃料泵108布置成从燃料箱50、53中的一个或多个向燃气涡轮发动机10供应燃料并且提供泵输出体积流率Q。燃料泵108具有入口108a和出口108b，入口108a布置成接收来自一个或多个燃料箱50、53的燃料，出口108b布置成向燃气涡轮发动机10提供燃料，并且布置成(直接或间接地)将多余的燃料从出口再循环(溢流)回入口，通过泵、被再循环的燃料的百分比被称为溢流百分比。供应到燃气涡轮发动机10的燃料包括X％SAF，其中X％在从5％至100％的范围内，并且可选地是至少30％，其中燃料的任何剩余部分是煤油。供应到燃气涡轮发动机10的燃料具有密度ρ_F和热值CV_F。

推进系统2布置成使得燃料改变溢流比R_s如上文所描述。

本发明人还已领会到，由飞行器使用的燃料F的质量和体积的测量能够用于确定燃料的特性。在一个示例中，燃料质量和体积的这种测量能够在其中燃料装载到飞行器上的补充燃料过程期间执行。

图16图示了如上文所描述连接到用于补充燃料的燃料存储容器60的飞行器1。燃料存储容器60可以由燃料供应车辆(例如燃料罐车)携带，或者可以是固定存储容器，从该固定存储容器能够为飞行器1补充燃料。飞行器1包括燃料管线连接端口62，该燃料管线连接端口62在补充燃料期间联接到燃料装载管线61。燃料装载管线61可包括已知设计的燃料管。燃料管线连接口62通过飞行器上的一条或多条燃料传输管线63与飞行器1的燃料箱53、55流体联接，使得经由燃料装载管线61接收的燃料被传递并存储在燃料箱53、55内。燃料装载管线61和燃料传输管线63可以一起形成用于从燃料存储容器60向飞行器1上的燃料箱53、55供应燃料的燃料供应管线。在一些示例中，(一个或多个)燃料传输线63可以不存在，替代地其中燃料直接从每个燃料箱(或互连燃料箱组)的燃料管线连接端口递送。

再次参考图16，飞行器1还包括燃料特性确定系统102。燃料特性确定系统102布置成确定正在装载或已经装载到飞行器1上的燃料的一种或多种燃料特性，这些特性是本文所描述或要求保护的那些特性中的任何一个。

燃料特性确定系统102通常包括质量传感器103、体积传感器104和燃料特性确定模块105。质量传感器103布置成测量装载到飞行器1上的燃料的质量。在当前描述的示例中，质量传感器103布置成测量当燃料从燃料管线连接端口62流向飞行器1上的燃料箱55、53时燃料的质量流率。此示例中的质量传感器可以是质量流量计，其布置成测量每单位时间行进经过燃料供应管线内的固定点的流体的质量。在该处测量质量流率的点可以在其中存储燃料的飞行器燃料箱53、55的上游的任何点处，从而能够测量装载在飞行器1上的燃料的质量流率。在本示例中，质量流量传感器103位于将燃料管线连接端口62流体地连接到飞行器燃料箱53、55中的一个的燃料流道(例如燃料传输管线63的部分)中。然而，它可以位于飞行器燃料系统内的其他点处，例如在燃料连接端口62处。质量流量计103可以是公知设计的科里奥利流量计。然而，可以使用任何其他合适类型的质量流量计，例如其中质量确定不是基于对燃料的密度的认知间接测量的任何质量流量计。

在当前描述的示例中，体积传感器104布置成测量装载到飞行器1上的燃料的体积流率。在当前描述的示例中，体积传感器104布置成测量当燃料从燃料管线连接端口62流向飞行器1上的燃料箱53、55时燃料的体积流率。此示例中的体积传感器104可以是体积流量计，体积流量计布置成测量每单位时间行进经过飞行器燃料系统内的固定点的流体的体积。与质量流量计103类似，体积流量计104可以位于其中存储燃料的(一个或多个)飞行器燃料箱53、55的上游的任何点处。因此，它可以设置在与质量流量计103相同的燃料流道中，并且可以如图中所示位于质量流量计103的下游，或者位于自质量流量计103的上游。可以使用任何合适的体积流量计，诸如涡轮流量计或压力流量计。体积流量计可以是不从测量的质量流率推断体积流率的类型。类似地，质量流量计可以是不从测量的体积流率推断质量流率的类型。因此，质量流率和体积流率彼此独立地测量(并且不需要对燃料密度的认知)。

燃料特性确定模块105布置成基于由质量传感器103和体积传感器104确定的燃料质量和燃料体积来确定装载到飞行器1上的燃料的一种或多种燃料特性。因此，燃料特性确定模块105与质量传感器103和体积传感器104通信，如图中所示，使得其能够从它们接收指示燃料质量和燃料体积的信号。在本示例中，燃料特性确定模块105是单独的单元，并且可以与设置在飞行器1上的燃气涡轮发动机10中的每个的电子发动机控制器(EEC)42通信。所确定的一种或多种燃料特性可以被通信到EEC 42，使得相应的发动机10能够被相应地控制，如将在下面所讨论的。在其他示例中，确定模块105可以是发动机10(或每个发动机10)的EEC 42的部分。

由燃料特性确定模块105确定的燃料特性可以是本文所描述或要求保护的那些燃料特性中的任何一个。为了确定燃料特性，燃料特性确定模块105布置成比较燃料质量与燃料体积并确定对应的燃料密度(例如，通过将质量流率除以体积流率)。由于具有不同燃料特性的燃料将表现出已知的密度变化，因此能够基于密度推断装载到飞行器1上的燃料的特性。在一些实施例中，一种或多种燃料特性可以通过计算与如果燃料是化石煤油的情况下将预期的密度值的偏差来确定。在其他实施例中，确定模块105可布置成访问限定已知的燃料特性与燃料密度的相关性的查找表。然后能够将测量的燃料密度与查找表中的值进行比较，从而能够确定燃料的特性。

在一个示例中，燃料特性可以是燃料中SAF的百分比。发明人已经观察到，与化石煤油相比，SAF具有较低的密度，并且当燃料装载到飞行器上时这种差异能够用于基于燃料密度的测量来推断燃料中存在的SAF的百分比。其他燃料特性也可具有相关联的燃料密度变化。例如，如果测量的燃料密度是与不存在SAF的化石煤油燃料相关联的密度，则确定模块105可以确定燃料是化石煤油(例如基本上100％化石煤油)。在其他示例中，所确定的燃料特性可包括燃料的烃分布或燃料的芳烃含量。在其他示例中，根据质量和体积测量确定的燃料的密度可以被认为是由燃料特性确定系统102确定的燃料特性。

在图16中所示的示例中，燃料的质量流率和体积流率是在通向飞行器上的燃料箱的流道内流动的燃料中测量的。在一些示例中，质量传感器布置成在装载期间或在其已经装载之后测量存储在飞行器燃料箱中的燃料的质量。例如，质量传感器103可布置成测量飞行器1在装载燃料时的重量增加，或者燃料箱53、55在其被填充燃料时其本身的重量增加。在这样的示例中，燃料特性确定模块105可以使燃料特性基于为飞行装载的燃料的总质量，或者与测量的重量变化相关联的装载到飞行器上的每单位时间的质量。关于体积传感器104的情况也可以如此。因此，在一些示例中，体积传感器104可布置成确定存储在飞行器的燃料箱中的燃料的体积。例如，体积传感器104可以包括一个或多个位高(level)传感器，一个或多个位高传感器布置成测量飞行器的燃料箱内或每个燃料箱内的燃料位高。然后能够确定存储的燃料的体积。在这样的示例中，确定模块105可以使(一种或多种)燃料特性基于装载到飞行器上的燃料的总体积或每单位时间的体积。因此，确定模块可以更一般地接收指示燃料的质量和/或体积的信号(例如重量或位高测量)，而不是直接的质量或体积测量。

因此，在各种示例中，确定燃料的质量可以包括测量以下任何一者或多者的质量和/或质量变化：飞行器；飞行器上的一个或多个燃料箱；从其供应燃料的燃料罐式车辆；或者从其向飞行器供应燃料的存储容器。确定燃料的体积可包括测量以下燃料的体积和/或体积的变化：(a)存储在飞行器上的一个或多个燃料箱中的燃料；和/或(b)存储在从其向飞行器供应燃料的燃料存储容器中的燃料。

在图16中所图示的示例中，确定系统102完全位于飞行器1上。在其他示例中，在确定系统102的一个或多个部件不位于飞行器1上的情形下，情况可能并非如此。例如，质量传感器103和体积传感器104和确定模块105可以包括在从飞行器1分开的专用单元中。在一些示例中，燃料特性确定系统102可以完全位于飞行器外部。在这样的示例中，燃料特性确定模块105可以确定燃料特性，该燃料特性然后被通信到飞行器1(例如，通信到发动机或发动机10的控制模块)。在此示例中，可以提供数据传递链路(例如，无线或有线数据连接)并且可以用于将燃料特性从燃料特性确定系统102通信到飞行器。在一些示例中，数据传递可以由用户手动完成，例如，系统的技术人员或其他操作者可以从确定系统102获得燃料特性并手动地将它们提供给飞行器上的控制模块。

在一些示例中，系统102的部件中的一些可以位于燃料供应容器60处(例如，在燃料罐式车辆上)。例如，传感器103、104可以位于燃料供应管线61内，并且燃料特性确定模块105可以位于飞行器1上。在这样的示例中，质量和体积测量可以使用任何合适的(有线或无线)数据连接被通信到飞行器上的确定单元。在一些示例中，质量传感器103和体积传感104可布置成测量从连接到飞行器1的存储容器60取出的燃料的质量和/或体积。在一个示例中，质量传感器103可布置成通过测量燃料存储容器60或在其上运输燃料存储容器60的车辆的重量变化来确定供应给飞行器的燃料的质量。类似地，体积传感器104可包括布置成测量燃料存储容器60中容纳的燃料的位高的位高传感器。在燃料存储容器上进行的或与燃料存储容器相关联的测量可用于确定提供给飞行器的燃料的总质量和/或总体积，或每单位时间的质量和/或每单位时间的体积。

在一些示例中，燃料特性确定模块105布置成至少部分地基于燃料温度来确定一种或多种燃料特性。这可允许将由燃料温度的变化引起的燃料的密度的变化从与所确定的一种或多种燃料特性相关联的变化区分开。在一些示例中，确定模块105布置成从例如燃料温度传感器或环境温度传感器获得指示燃料的当前温度的信号，燃料温度传感器布置成直接测量燃料的温度。

在目前描述的示例中，燃料特性确定模块105布置成仅基于所确定的燃料质量和燃料体积来确定一种或多种燃料特性。在其它示例中，确定模块105可布置成将燃料质量和燃料体积信息与来自其它传感器或如本文其它地方所述的其它确定燃料特性的方法的输入组合。这可以允许推断更大范围的燃料特性类型，或者可以改进燃料特性确定的准确性。

图17图示了可以由图16中所示的燃料特性确定系统102执行的确定航空燃料的一种或多种燃料特性的方法1002。方法1002包括确定1003正在装载(或已经装载)到飞行器1上的燃料的质量；确定1004正在装载(或已经装载)到飞行器1上的燃料的燃料体积；以及基于所确定的燃料的质量和体积确定1005一种或多种燃料特性。可以在补充燃料过程期间执行质量和体积测量，例如，以在燃料被装载到飞行器上时测量燃料的质量和/或体积，或者一旦补充燃料完成(例如，在飞行器的操作之前)，测量已经装载到飞行器上的燃料的总质量和/或体积。

确定1003燃料质量可以包括测量用于将燃料输送到飞行器的燃料箱53、55的燃料供应管线内的一点的质量流率。如上文所讨论，在该处测量质量流率的点可以是飞行器1上的一个或多个燃料箱53、55的上游的任何点。例如，燃料流率可以在飞行器上的一点处测量，装载到飞行器上的燃料行进通过该点到达(一个或多个)燃料箱。在其它实施例中，燃料流率可以在燃料装载系统内的一点(即不在飞行器上)，诸如在连接到飞行器的燃料装载管线61内的一点处测量。

确定1004燃料体积可以包括测量用于将燃料输送到飞行器的燃料箱53、55的燃料供应管线内的一点的体积流率。如上文所讨论，在该处测量体积流率的点可以是飞行器1上的一个或多个燃料箱53、55的上游的任何点，类似于质量流率的测量。能够在与质量流率相似或相邻的位置处测量体积流率。

如上文所讨论，在一些示例中，确定1003燃料质量可以包括测量飞行器1、飞行器上燃料被供应到的一个或多个燃料箱53、55、从其供应燃料的罐式车辆或从其提供燃料的燃料存储容器60的质量或质量变化。飞行器1、燃料箱53、55、罐式车辆或燃料存储容器60的重量变化可用于确定装载到飞行器1上的燃料的每单位时间质量流量或总质量，以便与对应的体积测量进行比较。

确定1004燃料体积的步骤可包括测量飞行器1上的一个或多个燃料箱53、55或燃料存储容器60内的燃料的体积或体积变化。测量体积的变化可以包括测量其中容纳燃料的相应容器/燃料箱内的流体位高。燃料位高的变化可用于确定装载到飞行器1上的燃料的每单位时间体积或总体积，以用于与对应的质量测量进行比较。

确定1005一种或多种燃料特性可以包括比较所确定的燃料质量和燃料体积。如上文所讨论，这可以包括基于质量和体积计算1006燃料密度。可以基于所计算的燃料密度同与具有已知特性的燃料相关联的已知密度值的比较来确定1005一种或多种燃料特性。所确定的一种或多种燃料特性可以是本文描述的与对应特性燃料密度相关联的特性中的任何一种。

在图17所示的实施例中，基于指示燃料的温度的信号进一步确定1007一种或多种燃料特性。如上文所讨论，指示燃料的温度的信号可以来自布置成直接测量燃料温度的传感器，或者布置成测量环境温度的传感器，或者以其他方式输入到确定模块。

在本示例中，当燃料被装载到飞行器上时，可以确定燃料的特性。在这样的示例中，如果EEC 42在补充燃料期间运行，则所确定的一种或多种燃料特性可以被直接通信到EEC 42，或者所确定的一种或多种燃料特性可以以其它方式被存储并当EEC被激活时通信到EEC。如果在确定燃料特性时EEC不是激活的，它们可以被通信到飞行器的另一个控制系统。

在为装载到飞行器上的燃料确定燃料特性的情况下，该燃料可能与燃料箱中已经存在的燃料(例如来自先前飞行的燃料)混合。因此，所确定的燃料特性可以与从先前时间(飞行器在所述时间处补充燃料)确定的那些特性相组合，以便确定存储在飞行器燃料箱中的燃料的特性。这可以使用求和方法来完成，在该求和方法中，装载到箱中的燃料的量、每次飞行期间使用的燃料的量以及装载的燃料的对应特性被记录并组合以确定在给定时间处实际存储在飞行器箱内的燃料的燃料特性。

本发明人还领会到，燃料特性能够在燃气涡轮发动机的操作期间而不是在补充燃料期间确定。图18图示了燃料特性确定系统106的另一示例。在此示例中，燃料特性确定系统106被配置成在发动机10的操作期间确定由本申请的燃气涡轮发动机使用的燃料的一种或多种特性。因此，图18的示例与图16的示例的不同之处在于确定递送到发动机的燃烧器的燃料的质量和体积，例如，可以在燃料被燃气涡轮发动机10燃烧时测量质量和体积。更具体地，这可以是在燃气涡轮发动机10安装到的飞行器1的飞行期间，或者在飞行器1当其在地面上时(例如在滑行期间)的操作期间。

图18示出了飞行器65的燃料系统的部分和燃气涡轮发动机10的燃烧设备16的示意图。燃烧设备16包括多个燃料喷嘴(图18中未示出)，多个燃料喷嘴布置成将燃料喷射到燃烧罐中。燃料在EEC 42的控制下由燃料递送调节器107提供给燃烧设备16。燃料由燃料泵108从飞行器1上的燃料源109(例如，上述燃料箱53、55)递送到燃料递送调节器107。燃料递送调节器107和燃烧设备16(其可以简单地称为燃烧器)可以是已知的设计，并且可布置成用于分级(贫燃)燃烧或富燃燃烧。

图18中所示的燃料特性确定系统106通常包括燃料特性确定模块110、质量传感器111和体积传感器112。图18中所示的系统106与图16的系统的不同之处在于其布置成在发动机操作时在燃料被供应并且被燃气涡轮发动机10的燃烧设备16燃烧时、而不是在燃料被装载到飞行器1上时测量燃料的质量和体积。

飞行器1包括位于飞行器上的飞行器燃料供应系统，该飞行器燃料供应系统适于向燃气涡轮发动机10中的每个供应燃料F，以如上文所描述的在发动机燃烧设备16中燃烧。飞行器燃料供应系统布置成向设置在燃气涡轮发动机10中的每个上的发动机燃料系统提供燃料。发动机燃料系统和飞行器燃料供应系统一起形成飞行器1的(整体)燃料系统，其中燃料被存储、递送到发动机并燃烧。飞行器的燃料系统包括可以存储燃料的任何部件，或者在使用期间或补充燃料期间燃料流经的任何部件。

质量传感器111布置成测量供应到燃烧设备16的流体的质量流率。在当前描述的示例中，质量流量传感器111布置成测量在燃料递送调节器107与燃烧设备16之间流动的每单位时间的燃料的质量。任何合适的质量流率计可以用于质量流量传感器111，诸如科里奥利流量计。质量流量计可以是不基于对燃料的密度的认知执行质量测量的任何质量流量计。质量流量传感器111可以布置成在飞行器的燃料系统内在燃烧设备16的上游(例如，燃烧设备16的燃料喷嘴的上游)和在飞行器上从其供应燃料的燃料源109的下游(例如，形成燃料源的一个或多个燃料箱53、55的下游)的任何点处测量燃料的质量流率。在一些示例中，质量流率因此在发动机燃料系统内的一点处测量，诸如在燃气涡轮发动机10内或形成燃气涡轮发动机10的部分的燃料流道中测量(而不是由该燃气涡轮发动机10安装到的飞行器1上设置的传感器测量)。在一些示例中，在燃料即将燃烧之前(例如，在燃料即将进入燃烧器之前)的一点处，测量质量流率。在又一些实施例中，质量流率在飞行器燃料供应系统内，例如在燃料进入燃气涡轮发动机10的部分之前的一点处测量。

体积传感器112布置成测量供应到燃烧设备16的流体的体积流率。在当前描述的示例中，体积流量传感器布置成测量在燃料递送调节器107与燃烧设备16之间流动的每单位时间的燃料的体积。任何合适的体积流率计可用于体积流量传感器112，诸如压力型或涡轮型流量计。体积流率计可以是布置成测量体积流率而不依赖于质量测量的类型。类似地，质量流率计可以是布置成测量质量流率而不依赖于体积测量的类型。体积流量传感器和质量流量传感器可以与图16的实施例中描述的类型相同。

体积流量传感器112可以布置成在飞行器的燃料系统内在燃烧设备16的上游(例如，燃烧设备16的燃料喷嘴的上游)和从其供应燃料的燃料源109的下游(例如，形成燃料源的一个或多个燃料箱53、55的下游)的任何点处测量燃料的体积流率。因此，它可以处于与质量传感器111类似或相邻的位置处(例如，在质量传感器111的上游或下游)。在一些示例中，体积流率因此也在燃气涡轮发动机10内或形成燃气涡轮发动机10的部分的燃料流道内的一点处测量(而不是由该燃气涡轮发动机10安装到的飞行器1上设置的传感器测量)。在一些示例中，类似于质量流率，在燃料即将燃烧之前(例如，在燃料即将进入燃烧器16之前)的一点处测量体积流率。在一些示例中，在燃料到达燃气涡轮发动机之前，在飞行器燃料供应系统的部分中测量体积流率。

燃料特性确定模块110与质量传感器111和体积传感器112通信，并且布置成从其接收指示由燃烧设备16燃烧的每单位时间的燃料的质量和体积的信号。燃料特性确定模块110布置成基于燃料质量和体积来确定燃料的一种或多种燃料特性，类似于结合图16描述的确定模块105。例如，确定模块110可布置成根据指示燃料质量和体积的信号来计算燃料的密度，基于燃料密度能够如上文所描述的找到燃料特性。如在图18中能够看出，确定模块110可以将一种或多种燃料特性传输到EEC 42。在其它示例中，其可以形成EEC 42的部分。

由确定模块110确定的(一种或多种)燃料特性可以是本文所描述或要求保护的那些特性中的任何特性。为了确定燃料特性，燃料特性确定模块110布置成比较燃料质量与燃料体积并确定对应的燃料密度(例如，通过将质量流率除以体积流率)。由于具有不同燃料特性的燃料将表现出已知的密度变化，因此能够推断装载到飞行器1上的燃料的特性。在一些实施例中，燃料特性可以通过计算与如果燃料是化石煤油的情况下将预期的密度值的偏差来确定。在其他实施例中，燃料特性确定模块110可布置成访问限定与燃料密度相关的已知燃料特性的查找表。然后能够将测量的燃料密度与查找表中的值进行比较，从而能够确定燃料的特性。因此，燃料特性确定模块可以以与图16的方式相对应的方式操作。

在一个示例中，燃料特性可以是燃料中SAF的百分比。发明人已经观察到，与化石煤油相比，SAF具有较低的密度，并且当燃料装载到飞行器上时这种差异能够用于基于燃料的密度的测量来推断燃料中存在的SAF的百分比。其他燃料特性也可具有相关联的燃料密度变化。例如，如果测量的燃料密度是与不存在SAF的化石煤油燃料相关联的密度，则燃料特性确定模块110可以确定燃料是化石煤油(例如基本上100％化石煤油)。在其他示例中，所确定的燃料特性可包括燃料的烃分布或燃料的芳烃含量。在其他示例中，燃料的密度可以被认为是由燃料特性确定系统106确定的燃料特性。

在图18中所图示的示例中，质量传感器111和体积传感器112布置成测量经过发动机燃料系统的燃料流量。在其他实施例中，确定模块110可布置成接收指示质量和/或体积流率的信号，该信号可以不是燃料的流量的直接测量。这样的信号可以是燃料泵108的操作参数，诸如泵速度或溢流率，其与燃料质量和/或体积流率具有已知的关系。

在一些示例中，与上文所描述的类似，燃料特性确定模块110布置成基于燃料温度确定一种或多种燃料特性。这可允许将由燃料温度的变化引起的燃料密度的变化同与所确定的一种或多种燃料特性相关联的变化区分开。在其中燃料被形成发动机10的热管理系统的部分的热交换器加热到高于环境温度的示例中，这可能是重要的。因此，在一些示例中，燃料特性确定模块110布置成获得指示在测量体积和/或质量的点处的燃料的当前温度的信号。该温度可以由布置成直接测量燃料的温度的燃料温度传感器或者环境温度传感器来测量。在其他示例中，燃料特性确定模块110可以接收指示燃料温度的信号，该信号是从其他发动机操作参数推断的而不是基于直接测量。

在当前描述的示例中，燃料特性确定模块110布置成仅基于在燃气涡轮发动机10的操作期间获得的所确定的燃料质量和燃料体积来确定一种或多种燃料特性。在其它示例中，燃料特性确定模块110可布置成将燃料质量和燃料体积信息与来自其它传感器或如本文其它地方所描述的其它确定燃料特性的方法的输入组合。这可允许推断更大范围或类型的燃料特性，或改进燃料特性确定的准确性。

图19图示了可由图18所示的燃料特性确定系统106执行的确定航空燃料的燃料特性的方法1008。该方法1008包括：确定1009供应给燃烧器的燃料的质量；确定1010供应给燃烧器的燃料的对应体积；以及基于所确定的质量和体积确定1011一种或多种燃料特性。燃料的质量和体积在燃气涡轮发动机的操作期间确定。

如上文所讨论，燃料质量的确定1009包括确定供应到燃烧器16的燃料的质量流率。可以基于由质量流量计111对流向燃烧器16的燃料执行的测量来确定质量流率。质量流率可在飞行器燃料系统内位于燃烧设备16的上游的任何点处测量。例如，在燃烧设备16的燃料喷嘴的上游，以及在飞行器1上从其供应燃料的燃料源109的下游(例如，在形成燃料源的一个或多个燃料箱53、55的下游)。在一些示例中，质量流率可以在发动机燃料系统的燃料流道中的一点处测量。可以在燃料即将到达燃烧器16之前测量质量流率。

确定1010燃料的体积包括确定供应到燃烧器16的燃料的体积流率。可以如上文所描述基于使用体积流量计112的燃料流量的测量来确定1010体积流率。体积燃料流量计112可布置成在与上文参考质量流量计描述的位置等同的位置处测量体积流率。

在一些示例中，质量流率和体积流率可以在靠近彼此的位置或从彼此的紧接的上游或下游的位置处测量，或者在燃料供应系统内的单独位置处测量。在本文的示例中的任何示例中，对于相同的燃料流测量质量和体积，即，在运送相同燃料组成的流动路径上的位置处测量质量和体积，并且在它们之间没有燃料的池(sink)的附加的源。这允许有意义地比较所测量的流率。在不同组成的燃料存储在飞行器的燃料箱53、55中的示例中，质量传感器和体积传感器被定位以便测量相同的燃料流，例如体积传感器和质量传感器两者都可以被定位在从燃料箱53输送燃料的管中，燃料箱53可以存储与箱55的燃料组成不同的燃料。在这样的示例中，另一个质量传感器和体积传感器对可以设置在从箱55输送燃料的管中，使得可以独立地测量每种燃料的特性。

在一些示例中，确定1009、1010燃料的质量和燃料的体积的步骤可以包括使该确定基于能够从其推断流率的信号而不是直接测量。因此，在一些示例中，燃料的质量或体积的确定基于燃料泵108的操作参数或指示质量/体积流率的其他信号。

如上文所讨论，确定1011一种或多种燃料特性包括比较所确定的燃料质量和燃料体积。这可包括基于质量和体积计算1012燃料密度。可以基于所计算的燃料密度同与具有已知特性的燃料相关联的已知值的比较来确定1011一种或多种燃料特性。所确定的一种或多种燃料特性可以是本文描述的与对应特性燃料密度相关联的特性中的任何一种。

在图19所示的实施例中，基于指示燃料的温度的信号进一步确定1013一种或多种燃料特性。如上文所讨论，指示燃料的温度的信号可以来自布置成直接测量燃料温度的传感器，或者布置成测量环境温度的传感器，或者以其他方式从另一源到确定模块的输入。

在本文的示例中使用确定燃料特性的燃料特性确定系统或方法中的任一个确定的燃料特性可以在飞行器的操作中使用，并且更具体地在飞行器的(一个或多个)燃气涡轮发动机的操作中使用。这可允许响应于所确定的燃料特性来修改飞行器1的操作。

因此，本申请进一步提供了一种操作由一个或多个燃气涡轮发动机10提供动力的飞行器1的方法1065，如图20中所图示。方法1065可以是操作本文描述的示例中任何示例的飞行器1的方法。方法1065包括确定1066一种或多种燃料特性。这可以包括使用本文描述的方法中的任何方法。方法1065还包括根据一种或多种燃料特性操作1067飞行器1。操作飞行器1067可以更具体地包括操作安装到飞行器1的(一个或多个)燃气涡轮发动机10，但是可以包括操作飞行器的其他部分。

一旦一种或多种燃料特性已知，燃气涡轮发动机10或飞行器更一般地可以以各种不同的方式控制或操作以利用该认知。操作1067燃气涡轮发动机或飞行器的步骤可以包括响应于一种或多种燃料特性修改1067a飞行器的控制参数，并且具体地修改燃气涡轮发动机的控制参数。修改控制参数可包括以下中的任何一个或多个：

i)基于一种或多种燃料特性修改燃气涡轮发动机的热管理系统(例如，燃料-油热交换器)的控制参数。通过修改热交换器的操作，能够改变供应给发动机10的燃烧器16的燃料的温度。在一个示例中，如果燃料特性指示燃料能够耐受在更高的温度下操作而没有焦化或热分解的风险，修改热管理系统的操作或改变燃料的温度可以包括升高燃料的温度。

ii)当多于一种燃料存储在飞行器1上时，修改控制参数，该控制参数基于燃料特性(诸如％SAF、nVPM生成潜力、粘度和热值)控制选择哪种燃料用于哪种操作(例如，用于基于地面的操作而不是飞行、用于低温启动或用于具有不同推力需求的操作)。因此，可以基于燃料特性适当地控制飞行器的燃料递送系统。燃料递送系统可被控制以向发动机供应具有与在步骤1066中测量的燃料特性不同的燃料特性的燃料。这可包括例如提供具有相对较低芳族化合物含量的燃料；提供具有较低SAF含量的燃料；或者提供化石煤油燃料。燃料供应可以通过在燃料箱之间切换或改变燃料共混比来控制。

iii)修改控制参数以调整飞行器1的一个或多个飞行控制表面，以便基于对燃料的认知来改变路线和/或海拔高度。

iv)修改控制参数以根据一种或多种燃料特性，例如基于燃料的％SAF来修改飞行器的燃料系统的燃料泵的溢流百分比(即，再循环而不是传送到燃烧器的泵送燃料的比例)。因此可以基于燃料特性适当地控制泵和/或一个或多个阀。

v)修改控制参数以基于燃料特性改变可变入口导向叶翼(VIGV)的安排。可以基于燃料特性在适当时移动VIGV或取消VIGV的移动。

在上面的示例中，通过在飞行器或燃气涡轮发动机使用期间对如何控制飞行器或燃气涡轮发动机做出改变来根据一个或多个燃料特性操作燃气涡轮发动机或飞行器。这可以由例如发动机的控制系统(诸如EEC 42)对发动机的各种控制参数做出改变来实现。类似的改变可以在使用期间(例如在飞行期间)由飞行器的其他控制系统来实施。EEC可以更一般地被称为布置成控制飞行器的操作的控制系统42的示例(例如，它可以是控制系统的控制模块)。

本申请还提供了一种飞行器1，其具有根据本文公开或要求保护的示例中的任何一个或多个示例的燃料特性确定系统102、106。飞行器1还包括布置成根据由燃料特性确定系统确定的一种或多种燃料特性来控制飞行器的操作的控制系统。控制系统可包括发动机EEC 42，燃料特性确定系统可与发动机EEC 42通信或部分集成在发动机EEC 42中。在其他示例中，飞行器的其他控制系统可以被提供有燃料特性，并且相应地控制飞行器。

根据一种或多种燃料特性操作1067燃气涡轮发动机或飞行器的步骤可响应于燃料特性的确定而自动执行，而无需飞行员的任何干预。在一些示例中，它可以在由飞行员批准之后，在飞行员被通知提议的改变之后执行。在一些示例中，步骤1067a可以包括自动做出一些改变，并根据改变的性质请求其他改变。特别是，对飞行员“透明”的改变——诸如不影响发动机动力输出以及不会被飞行员注意到的发动机流内的内部改变——可以自动进行，而飞行员会注意到的任何改变可以通知给飞行员(即，除非飞行员另有指示，则将发生显示该改变的通知)或建议给飞行员(即，在没有来自飞行员的肯定输入的情况下，改变将不发生)。在其中向飞行员提供通知或建议的实施方式中，这可以在飞行器的驾驶舱显示器上提供，和/或发送到单独的设备，诸如便携式平板电脑或其他计算设备，和/或经由诸如合成语音或记录的消息或指示所提议/通知的变化的特定语调的可听的声音来宣告。

在其他示例中，根据一种或多种燃料特性操作1067燃气涡轮发动机的步骤可以包括向燃气涡轮发动机提供1067b具有与在步骤1066中测量的一种或多种燃料特性的燃料的特性不同特性的燃料。提供不同燃料可包括在为飞行器补充燃料时将具有不同燃料特性的燃料装载到飞行器的燃料箱中。

在一些实施例中，所确定的一种或多种燃料特性可以包括根据质量和体积测量计算的燃料的密度。在这样的示例中，飞行器可以根据燃料密度来操作。

应当理解，本发明不限于上述实施例，并且在不脱离本文描述的概念的情况下，能够进行各种修改和改进。除了相互排斥的情况之外，这些特征中的任何特征可以单独使用或者与任何其他特征结合使用，并且本公开拓展到并且包括本文描述的一个或多个特征的所有组合和子组合。

Claims (16)

1.一种为飞行器补充燃料的方法，所述飞行器包括燃气涡轮发动机和燃料箱，所述燃料箱布置成向所述燃气涡轮发动机提供燃料，所述方法包括：

获得对于预定飞行轮廓所需的能量的量；

获得用于补充燃料的可用于所述飞行器的燃料的热值；

计算提供所述所需能量所需要的所述可用燃料的量；以及

用所述计算量的所述可用燃料来补充燃料。

2.根据权利要求1所述的方法，其中，所述计算提供所述所需能量所需要的所述可用燃料的量包括获得已经在所述燃料箱中的燃料的能量含量，并从对于所述预定飞行轮廓所需的所述确定的能量的量减去所述能量含量。

3.根据权利要求1所述的方法，其中，所述获得可用于所述飞行器的所述燃料的所述热值包括接收经由用户接口输入的所述可用燃料的热值数据。

4.根据权利要求1所述的方法，其中，所述获得可用于所述飞行器的所述燃料的所述热值包括化学地和/或物理地确定所述可用燃料的所述热值。

5.根据权利要求4所述的方法，其中，所述化学地和/或物理地确定所述可用燃料的所述热值包括识别所述可用燃料中的示踪物并查找对应于所述示踪物的热值。

6.根据权利要求4所述的方法，其中，所述化学地和/或物理地确定所述可用燃料的所述热值包括从所述可用燃料的至少一种检测到的物理或化学性质推断所述热值。

7.根据权利要求4所述的方法，其中，所述化学地和/或物理地确定所述可用燃料的所述热值包括燃烧所述可用燃料的样本以确定其热值。

8.根据权利要求7所述的方法，其中，所述燃气涡轮发动机用于燃烧所述燃料样本以直接确定其热值。

9.根据权利要求4所述的方法，其中，所述化学地和/或物理地确定所述可用燃料的所述热值是在所述飞行器上执行的。

10.根据权利要求3所述的方法，其中，执行检查以验证所述输入数据，所述检查包括测量在所述燃气涡轮发动机中在使用中的所述燃料的热值并将所述测量值与所述输入数据进行比较。

11.根据权利要求10所述的方法，其中，所述检查在起飞之前执行。

12.根据权利要求1所述的方法，其中，所述获得可用于所述飞行器的所述燃料的所述热值包括在电子通信中接收热值数据。

13.一种用于飞行器的推进系统，包括：

燃气涡轮发动机；

燃料箱，所述燃料箱布置成容纳燃料以为所述燃气涡轮发动机提供动力；以及

补充燃料管理器，所述补充燃料管理器布置成：

获得对于预定飞行轮廓所需的能量的量；

获得可用于所述飞行器的燃料的热值；

计算提供所述所需能量所需要的所述可用燃料的质量或体积；以及

输出所需要的所述可用燃料的所述质量或体积，以便允许所述飞行器相应地补充燃料。

14.根据权利要求13所述的推进系统，还包括至少一个传感器，所述至少一个传感器布置成物理地和/或化学地检测所述燃料的至少一种性质，所述燃料的所述至少一种性质用于推断或计算所述燃料的所述热值。

15.一种非暂时性计算机可读介质，所述非暂时性计算机可读介质具有存储在其上的指令，当由处理器执行时，所述指令使得所述处理器：

获得对于飞行器的预定飞行轮廓所需的能量的量；

获得可用于所述飞行器的燃料的热值；

计算提供所述所需能量所需要的所述可用燃料的量；以及

输出所需要的所述可用燃料的量，以便允许所述飞行器相应地补充燃料。

16.根据权利要求15所述的非暂时性计算机可读介质，其中，所述指令还布置成使所述处理器：

控制对所述飞行器的燃料输入，使得用所述计算量的所述可用燃料来为所述飞行器补充燃料。