CN116906188A - 燃料温度控制系统 - Google Patents

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CN116906188A CN202310379500.XA CN202310379500A CN116906188A CN 116906188 A CN116906188 A CN 116906188A CN 202310379500 A CN202310379500 A CN 202310379500A CN 116906188 A CN116906188 A CN 116906188A
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Abstract

一种燃料温度控制系统和控制涡轮发动机的燃料温度的方法，包括向流体联接到燃烧室的燃料喷嘴供应航空燃料。一种燃料温度传感器，用于确定至少一个输入参数以限定燃料喷嘴中的航空燃料的入口燃料温度。一种控制器，用于接收至少一个输入参数并用于计算燃料喷嘴中的计算的流数。控制器能够将计算的流数和在稳态条件期间与阈值相关联的参考流数进行比较，以确定航空燃料是否在燃料喷嘴内沸腾。

Description

燃料温度控制系统
技术领域
本主题大体涉及用于涡轮发动机的燃烧器，该燃烧器具有燃料温度控制系统。
背景技术
发动机(例如燃气涡轮发动机)可以包括由发动机的燃烧器内的可燃燃料的燃烧驱动的涡轮或其他特征。发动机利用燃料喷嘴将可燃燃料注入到燃烧器中。当燃料在燃料系统内沸腾时，燃料系统不稳定性、燃烧动力学和熄火倾向都会增加。通常，燃料在远低于平均燃料沸腾温度的情况下进入燃烧器，以防止燃料在发动机操作期间沸腾。
附图说明
在参考附图的说明书中阐述了针对本领域普通技术人员的本公开的完整且可行的公开，包括其最佳模式，其中：
图1是根据本公开的示例性实施例的发动机的示意横截面视图。
图2是根据本公开的用于图1的发动机的示例性燃烧器的示意横截面视图。
图3是燃料温度裕度曲线图。
图4是示出各种沸腾曲线的曲线图。
图5是示出根据本文公开的方面的用于控制图2的燃烧器中的航空燃料温度的方法的流程图。
图6是示出根据本文公开的另一个方面的燃料温度控制系统的流程图。
具体实施方式
本文公开的方面涉及具有涡轮发动机中的传感器，更具体地，具有靠近涡轮发动机的燃烧区段的传感器的燃料温度控制系统，用于控制与正在燃烧的燃料相关联的燃料温度。航空燃料可以用作发动机润滑系统和其他发动机部件中的冷却介质，以减少燃料燃烧。由于燃料成分的变化，航空燃料的沸点温度变化很大。本文所述的燃料温度控制系统适用于确定和最大化各种燃料类型的燃料温度。出于说明的目的，本公开将关于具有驱动涡轮的燃烧器的飞行器的燃气涡轮发动机进行描述。然而，应当理解，本文公开的方面不限于此。
在操作期间，为了在最小化燃料沸腾的同时最大化燃烧器中接收的燃料温度，燃料温度控制系统可包括对燃料喷嘴入口的主动控制，从而改变燃料温度以便最小化燃料喷嘴内的燃料沸腾。控制或改变(如果需要的话)燃料温度的能力能够适应飞行器操作中的日常燃料特性变化。这降低了燃料沸腾的可能性，同时最大化发动机燃料燃烧效益。燃料沸腾是不期望的，因为在发动机操作期间，这会导致燃料系统不稳定性、燃烧动力学和熄火倾向(例如，从巡航到怠速期间)增加。
现在将详细参考燃烧器中的燃料温度控制系统和燃料喷嘴，其一个或多个示例在附图中示出。详细描述使用数字和字母标号来指代附图中的特征。附图和描述中的相似或类似的标号已用于指代本公开的相似或类似的部分。
本文使用的词语“示例性”是指“用作示例、实例或说明”。本文描述为“示例性”的任何实施方式不一定被解释为优于或有利于其他实施方式。此外，除非另有明确说明，否则本文描述的所有实施例都应视为示例性的。
术语“前”和“后”是指涡轮发动机或运载器内的相对位置，并且是指涡轮发动机或运载器的正常操作姿态。例如，对于涡轮发动机，前是指更靠近发动机入口的位置，而后是指更靠近发动机喷嘴或排气口的位置。
如本文所用，术语“上游”是指与流体流动方向相反的方向，而术语“下游”是指与流体流动方向相同的方向。术语“前向”或“前”表示在某物的前面，“后向”或“后”表示在某物的后面。例如，当用于流体流动时，前向/前可以表示上游，后向/后可以表示下游。
术语“流体”可以是气体或液体。术语“流体连通”意指流体能够在指定区域之间建立连接。
此外，如本文所用，术语“径向”或“径向地”是指远离共同中心的方向。例如，在涡轮发动机的整体上下文中，径向是指沿着在发动机的中心纵向轴线和发动机外周之间延伸的射线的方向。
所有方向引用(例如，径向、轴向、前、后、顺时针、逆时针、上游、下游、前向、后向等)仅用于标识目的，以帮助读者理解本公开，并且不产生限制，特别是关于本文描述的公开的方面的位置、方位或使用的限制。连接引用(例如，附接、联接和连接)将被广义地解释，并且可以包括元件集合之间的中间结构元件以及元件之间的相对移动，除非另有指示。因此，连接引用不一定意味着两个元件直接连接并且相对于彼此固定。示例性附图仅用于例释的目的，并且在所附附图中反映的尺寸、位置、顺序和相对大小可以变化。
单数形式“一”、“一种”和“该”包括复数引用，除非上下文另有明确指示。此外，如本文所用，术语“组”或“一组”元件可以是任意数量的元件，包括仅一个。
如本文中在整个说明书和权利要求书中所使用的近似语言被应用于修饰可以允许变化而不导致其相关的基本功能改变的任何定量表示。因此，由诸如“大约”和“大体上”之类的一个或多个术语修饰的值不限于指定的精确值。在至少一些情况下，近似语言可以对应于用于测量值的仪器的精度，或用于构造或制造部件和/或系统的方法或机器的精度。在至少一些情况下，近似语言可以对应于用于测量值的仪器的精度，或用于构造或制造部件和/或系统的方法或机器的精度。例如，近似语言可以指代在单个值、值的范围和/或限定值的范围的端点的1％、2％、4％、5％、10％、15％或20％的余量内。在此以及在整个说明书和权利要求书中，范围限制被组合和互换，这种范围被识别并包括其中包含的所有子范围，除非上下文或语言另有指示。例如，本文公开的所有范围都包括端点，并且端点能够彼此独立地组合。
燃烧器通过燃料喷嘴引入燃料，燃料可以与旋流器提供的空气混合，然后在燃烧器内燃烧以驱动发动机。发动机热负载和整体效率的增加推动了使用在更高温度下燃烧的燃料的需求。需要在这些操作参数下，特别是通过控制从燃料喷嘴引入时燃料的温度，维持燃烧器的稳定性。
图1是作为示例性涡轮发动机10的发动机的示意图。作为非限制性示例，涡轮发动机10可以在飞行器内使用。涡轮发动机10可以至少包括压缩机区段12、燃烧区段14和涡轮区段16。驱动轴18旋转地联接压缩机区段12和涡轮区段16，使得其中一个的旋转影响另一个的旋转，并且限定涡轮发动机10的发动机中心线20。
压缩机区段12可以包括彼此串行流体联接的低压(LP)压缩机22和高压(HP)压缩机24。涡轮区段16可以包括彼此串行流体联接的HP涡轮26和LP涡轮28。驱动轴18可以将LP压缩机22、HP压缩机24、HP涡轮26和LP涡轮28可操作地联接在一起。替代地，驱动轴18可以包括LP驱动轴(未示出)和HP驱动轴(未示出)。LP驱动轴可以将LP压缩机22联接到LP涡轮28，并且HP驱动轴可以将HP压缩机24联接到HP涡轮26。LP线轴可以被限定为LP压缩机22、LP涡轮28和LP驱动轴的组合，使得LP涡轮28的旋转可以将驱动力施加到LP驱动轴，LP驱动轴进而可以使LP压缩机22旋转。HP线轴可以被限定为HP压缩机24、HP涡轮26和HP驱动轴的组合，使得HP涡轮26的旋转可以将驱动力施加到HP驱动轴，HP驱动轴进而可以使HP压缩机24旋转。
压缩机区段12可以包括多个轴向间隔开的级。每一级包括一组周向间隔开的旋转叶片和一组周向间隔开的固定轮叶。用于压缩机区段12的一级的压缩机叶片可以被安装到盘，盘被安装到驱动轴18。用于给定级的每一组叶片可以具有其自己的盘。压缩机区段12的轮叶可以被安装到壳体，壳体可以围绕涡轮发动机10周向延伸。应当理解，压缩机区段12的表示仅仅是示意性的并且可以有任意数量的级。进一步地，预期的是，在压缩机区段12内可以有任何其他数量的部件。
与压缩机区段12类似，涡轮区段16可以包括多个轴向间隔开的级，其中每一级具有一组周向间隔开的旋转叶片和一组周向间隔开的固定轮叶。用于涡轮区段16的一级的涡轮叶片可以被安装到盘，盘被安装到驱动轴18。用于给定级的每一组叶片可以具有其自己的盘。涡轮区段的轮叶可以以周向方式被安装到壳体。要注意的是，可以有任意数量的叶片、轮叶和涡轮级，因为图示的涡轮区段仅仅是示意性的表示。进一步地，预期的是，在涡轮区段16内可以有任何其他数量的部件。
燃烧区段14可以串行设置在压缩机区段12和涡轮区段16之间。燃烧区段14可以流体联接到压缩机区段12和涡轮区段16的至少一部分，使得燃烧区段14至少部分地将压缩机区段12流体联接到涡轮区段16。作为非限制性示例，燃烧区段14可以在燃烧区段14的上游端处流体联接到HP压缩机24，并且在燃烧区段14的下游端处流体联接到HP涡轮26。
在涡轮发动机10的操作期间，环境空气或大气空气经由压缩机区段12上游的风扇(未示出)被吸入压缩机区段12，空气在压缩机区段12处被压缩，限定加压空气。然后，加压空气可以流入燃烧区段14，加压空气在燃烧区段14处与燃料混合并被点燃，从而生成燃烧气体。HP涡轮26从这些燃烧气体中提取一些功，HP涡轮26驱动HP压缩机24。燃烧气体被排出到LP涡轮28中，LP涡轮28提取附加功来驱动LP压缩机22，并且排气最终经由涡轮区段16下游的排气区段(未示出)从涡轮发动机10被排出。LP涡轮28的驱动驱动了LP线轴，以使风扇(未示出)和LP压缩机22旋转。加压气流和燃烧气体可以一起限定流过涡轮发动机10的风扇、压缩机区段12、燃烧区段14和涡轮区段16的工作气流。
图2描绘了适用于图1的燃烧区段14的示例性燃烧器36的横截面视图。取决于燃烧器36所在的发动机的类型，燃烧器36可以具有罐形、罐环形或环形布置。燃烧器36可包括具有环形内燃烧器衬套40和环形外燃烧器衬套42的燃烧器衬套38。包括圆顶46和偏转器48的圆顶组件44可以共同限定燃烧室50。燃烧室50可以限定与发动机中心线20(图1)径向间隔开的燃烧器中心线(CL)。虽然示出为在大致轴向方向上延伸，但燃烧器中心线(CL)可以如图所示成角度或是轴向的。
第一组稀释开口或第一组稀释孔30可以穿过燃烧器衬套38。第一组稀释孔30可以延伸通过燃烧器衬套38，从环形外燃烧器衬套42到环形内燃烧器衬套40。也就是说，第一组稀释孔30将燃烧室50的内部32与燃烧室50的外部34流体连接。燃烧器壳体51连同外燃烧器衬套42可以在燃烧器36的外部34中限定流动路径(FP)。
燃料系统52可以经由至少一个燃料喷嘴54流体联接到燃烧器36，以将燃料供应到燃烧室50。至少一个燃料喷嘴54可以是以任何布置(包括围绕发动机中心线20(图1)的环形布置)组织的多个燃料喷嘴54。燃料喷嘴54可以流体联接到燃料注入器55，燃料注入器55设置在圆顶组件44内、在扩口锥部56的上游，以限定燃料出口58。旋流器60可以设置在圆顶组件44处，以旋流接近离开燃料注入器55的燃料的进入空气，并提供进入燃烧器36的空气和燃料的混合物。
燃料系统52还可以包括在燃料喷嘴入口63处流体联接到至少一个燃料喷嘴54的燃料歧管62。燃料歧管62可以流体联接到多个燃料喷嘴，以将燃料(f)供给到多个燃料喷嘴中的每一个。燃料箱64位于燃料歧管62的上游。燃料箱64可以位于燃料歧管62上游的任何地方，作为非限制性示例，位于飞行器的本体或一组机翼中。加热器61可以位于燃料箱64的下游，以加热进入燃料歧管62的燃料(f)。燃料泵65可以位于燃料箱64的下游和加热器61的上游，以控制进入燃料歧管62并继而进入至少一个燃料喷嘴54的燃料(f)的量。
燃料温度控制系统66可以位于燃烧器36的上游并且至少部分地与燃料系统52集成。燃料温度控制系统66可以包括控制器68和多个传感器70、72、74、76。每个传感器70、72、74、76可以与控制器68电子通信，如虚线所示。这种电子通信可以是有线的，因为所有的传感器70、72、74、76在燃烧器壳体51的外部。在一些实施方式中，预期控制器68与传感器70、72、74、76之间的无线通信。燃料温度控制系统66还可以包括查找表67，其具有与各种航空燃料类型相关的存储信息，包括但不限于燃料密度(ρ)和参考温度(Tref)。
第一传感器，更具体地，燃料计量单元70，可以是燃料温度控制系统66的一部分。燃料计量单元70可以位于燃料泵65的下游，在燃料泵65和燃料歧管62之间。燃料计量单元70可以根据所需发动机推力调节燃料流量，并向控制器68提供燃料流率(Wf)。
第二传感器，更具体地，燃料温度传感器72，可以位于燃料歧管62中、靠近燃料喷嘴入口63。如本文所用，“靠近”是指在彼此的一定距离内，其中燃料特性(即温度、压力等)沿该距离的变化小于5％。燃料温度传感器72可以提供指示航空燃料温度，并且更具体地，指示燃料喷嘴入口63处的航空燃料的入口燃料温度(Ti)的燃料温度输出。燃料温度传感器72可以位于燃料歧管62中的任何合适位置。作为另一个示例，燃料温度传感器72可以位于燃料喷嘴54内。
第三传感器，更具体地，燃料压力传感器74，可以位于燃料歧管62中、靠近燃料喷嘴入口63。燃料压力传感器74可以提供指示航空燃料的压力，并且更具体地，指示燃料歧管62中的航空燃料上的燃料喷嘴入口压力(Pi)的燃料压力输出。燃料压力传感器74可以位于燃料歧管62中的任何合适位置。作为另一个示例，燃料压力传感器74可以位于燃料喷嘴54内。还预期燃料温度传感器72和燃料压力传感器74处于相同位置或容纳在相同结构内。
第四传感器，更具体地，下游压力传感器76，可以位于燃烧器壳体51上，以测量流动路径FP中的空气压力。下游压力传感器76可以提供指示航空燃料上的压力，并且更具体地，指示燃烧器36中的航空燃料上的下游压力(Pf)的下游压力输出。还预期下游压力传感器76通过感测管或其他合适的测量装置流体连接到流动路径FP。此外，下游压力传感器76可以位于燃料喷嘴54下游的任何位置。
来自传感器70、72、74、76的读数可以作为输入参数78输入到控制器68中。输入参数78可以包括分别与传感器70、72、74、76中的每一个对应的燃料流率(Wf)、入口燃料温度(Ti)、燃料喷嘴入口压力(Pi)和下游压力(Pf)。如虚线箭头79所示，控制器68也可以与加热器61电子通信。
转向图3，示出了燃料温度裕度曲线图。y轴表示航空燃料的温度，x轴表示航空燃料的压力。温度和压力数据点可以是燃料喷嘴54(图2)的入口处的航空燃料的温度和压力。典型的喷射燃料沸腾曲线80由实线表示，而最小喷射燃料沸腾曲线82由虚线表示。在没有主动燃料温度控制系统的情况下，温度和压力组合必须保持低于最小喷射燃料沸腾曲线82，以保证所有航空燃料不会在燃料喷嘴54内沸腾。作为非限制性示例，在操作84(在200psi下用星号表示)的巡航阶段期间，根据最小喷射燃料沸腾曲线82，燃料温度不能超过约550°F，这说明了由于来自周围空气的加热而导致的燃料喷嘴内的燃料温度拾取。这留下过大的燃料温度裕度86。例如，如果燃烧器36中实际使用的航空燃料是由典型的喷射燃料沸腾曲线80表示的典型的喷射燃料，则燃烧器36可以在约650°F的更高温度下使用燃料操作，从而实现更高效的发动机。利用燃料温度控制系统66，本文描述的传感器的温度和压力读数允许在燃烧器36中燃烧更高温度的航空燃料。
图4是示出各种沸腾曲线的曲线图。y轴表示航空燃料的归一化流数，x轴表示航空燃料的温度。与航空燃料相关联的燃料喷嘴流数(F)可以使用以下表达式确定：
其中(Wf)是燃料流率，(Pi)是燃料喷嘴入口压力，(Pf)是下游压力，(ρ)是燃料密度，(Ti)是入口燃料温度，并且(Tref)是从查找表67(图2)提供的参考温度。对于给定的燃料类型，燃料密度主要是燃料温度的函数。流数从200°F时的100％逐渐减少到500°F时的90％是由燃料密度降低驱动的。燃料喷嘴流数(F)的突然快速下降表明燃料(f)例如在第一最大温度(T1)下沸腾，其中在最小流量曲线83上
第一流量曲线90、第二流量曲线92和第三流量曲线94各自与燃烧器36(图2)中的不同固定压力设置相关联。此外，还示出了在流数对燃料温度的曲线图中转换为最小流量曲线83的最小喷射燃料沸腾曲线82(图3)。最小流量曲线83和第二流量曲线92表示燃烧器36中的相同固定压力。最小流量曲线83用作燃料温度控制系统66(图2)的基线。
燃料喷嘴处的入口温度可以设置为起始点96，由星号示出。在起始点96，引入燃料喷嘴54(图2)的航空燃料被设置为最小入口燃料温度(Tmin)，作为非限制性示例，Tmin＝550°F。基于最小流量曲线83确定起始点96，使得燃料喷嘴54内的最大燃料温度低于最小流量曲线83。
每个流量曲线90、92、94表示不同的稳态操作条件。例如，第一流量曲线90可以与高空巡航相关联，第二流量曲线92与低空巡航相关联，而第三流量曲线94与稳态爬升相关联。其他稳态条件可以包括怠速和起飞，以及一般地，爬升或巡航。应该注意的是，巡航时A点的第一最大入口燃料温度小于爬升条件期间B点的第二最大入口燃料温度这种差说明需要基于测得的燃料压力来控制入口燃料温度。最小流量曲线83和第二流量曲线92之间的差说明了表示发动机操作中的潜在效率增益的操作燃料温度差的裕度。
因此，期望利用燃料温度控制系统66(图2)以通过适应燃料特性变化和不同飞行器操作条件来优化燃料燃烧。查找表67(图2)可以包括燃料密度对燃料温度的曲线以确定燃料特性变化。控制燃料喷嘴入口63(图2)处的航空燃料的温度也减轻了燃料系统和燃烧动力学，并且最小化和/或防止熄火的发生。
转向图5，示出了示出用燃料温度控制系统66(图2)控制航空燃料温度的方法200的流程图。在框202处，可以在控制器68(图2)处接收输入参数78(图2)。在框204处，控制器68利用本文讨论的表达式计算与使用中的航空燃料相关联的燃料喷嘴流数(F)。
在框206处，控制器68将计算的燃料喷嘴流数(F)与参考流数(Fref)进行比较。来自图4的第三流量曲线94可以用于确定燃料温度小于725°F的参考流数(Fref)。在208处，控制器68做出增加燃料温度或建立操作中沸腾曲线的决定。如果计算的燃料喷嘴流数(F)与参考流数(Fref)之间的差大于预定阈值，则可以在210处确定航空燃料沸腾。预定阈值可以是任何合适的阈值，其中高于计算出的差的任何值都将保证航空燃料处于沸腾状态。在一个示例性场景中，预定阈值是5-20％。在航空燃料被确定为沸腾的情况下，在框212处，控制器68可以建立操作中燃料沸腾曲线。操作中燃料沸腾曲线可以是如图3所示的最小喷射燃料沸腾曲线82或典型的喷射燃料沸腾曲线80，或者操作中燃料沸腾曲线可以是最小喷射燃料沸腾曲线82上方的任何新建立的曲线。航空燃料的类型、燃料成分和传感器读数都会影响操作中燃料沸腾曲线的确定。该方法还可以包括基于操作中沸腾曲线维持通过燃料喷嘴54(图2)的燃料的温度。
在差小于预定阈值的情况下，在框214处，航空燃料的温度通过加热器61(图2)升高并且重复该方法。应当理解，输入参数78(图2)可以不断地被监测和更新，而入口燃料温度(Ti)是作为该方法的一部分而改变的唯一变量。
例如，返回参考图4，在飞行阶段开始时，示例性航空燃料的温度根据上述方法200逐渐增加。在稳态条件期间，航空燃料温度可以沿第三流量曲线94从550°F增加。因此，计算的燃料喷嘴流数(F)逐渐减少。在使用典型的喷射燃料达到低高度巡航条件时，燃料喷嘴流数(F)沿着第二流量曲线92从(F1)下降到(F2)。这使得归一化流数的总差约为10％。取决于燃料的类型，5％到20％之间的阈值可以指示燃料在燃料喷嘴内沸腾。对于该示例，在约668°F的第二最大温度(T2)下流数差超过5％的情况下，燃料喷嘴内的示例性航空燃料将沸腾。在该示例性场景中，沿着最小流量曲线83的第一最大温度和沿着第二流量曲线92的第二最大温度/>之间的温差(T2-T1)可以用于建立操作中燃料沸腾曲线，并用于该特定飞行阶段的其余部分。应当理解，特定飞行阶段的其余部分可以用于飞行的其余部分。
控制燃料喷嘴入口63(图2)处的燃料温度的能力有利于发动机效率、最小化熄火、以及燃料系统和燃烧动力学。本文所述的燃料温度控制系统66(图2)提供了在航线操作期间考虑具有不同沸点温度的各种燃料类型的能力。
转向图6，示出了根据本文的另一方面的包括燃料温度控制系统300的流程图。燃料温度控制系统300可包括燃料泵302、燃料计量单元304、加热器306、附加燃料计量单元308、孔口310和冷却器312。燃料温度控制系统300可以控制燃料箱314和燃料歧管316之间的燃料流。燃料歧管316可以流体联接到燃料喷嘴318。燃料温度控制系统300可以位于燃料系统(例如本文所述的燃料系统52(图2))内的任何适当位置。与先前描述的燃料温度控制系统66(图2)不同，燃料温度控制系统300可包括燃料歧管316上游的任何位置处而不是与先前描述的燃料喷嘴54(图2)成一体的附加燃料计量单元308、加热器306和燃料计量单元304。
燃料(f)可以在加热器306处加热，然后可以通过附加燃料计量单元308。包括燃料流率(Wf)、入口燃料温度(Ti)和燃料压力(Pi)的输入参数322可以由附加燃料计量单元308获取。孔口310的尺寸可以被设计为赋予燃料(f)下游压力(Pf)的附加输入参数324。换言之，孔口310的尺寸被设计为提供可测量的压降，以确定燃料喷嘴流数(F)。如本文所述的控制器68(图2)可以接收输入参数322，并计算与燃料(f)相关联的计算的燃料喷嘴流数(F)。利用本文描述的方法200(图5)，如果计算的燃料喷嘴流数(F)和参考流数(Fref)之间的差大于预定阈值，则可以确定燃料(f)沸腾。
利用燃料温度控制系统300，可以在燃料(f)进入燃料歧管316并进而进入燃料喷嘴318之前做出该确定。在确定燃料(f)沸腾的事件326中，冷却器312可以用于在燃料(f)返回燃料箱314之前冷却燃料(f)。在差小于预定阈值的事件328中，可以通过加热器306增加燃料(f)的温度并且重复该方法。
应当理解，燃料温度控制系统66(图2)和燃料温度控制系统300(图6)可以是同一个，或者每个的部分可以根据需要组合或替换。以此方式，应当理解，本文使用的示例并不具体限于所示，并且本领域的技术人员应当理解，来自一个或多个示例的方面可以与来自其他示例的一个或多个方面混合和/或组合，以限定可以与所示示例不同的示例。
该书面描述使用示例来公开本公开，包括最佳模式，并且还使本领域的任何技术人员能够实践本公开，包括制造和使用任何装置或系统以及进行任何并入的方法。本公开的可专利范围由权利要求限定，并且可以包括本领域技术人员想到的其他示例。如果这些其他示例包括与权利要求的文字语言没有区别的结构元件，或者如果它们包括与权利要求的文字语言没有实质性差异的等效结构元件，则这些其他示例意图落入权利要求的范围内。
本公开的进一步方面由以下条项的主题提供：
一种控制涡轮发动机的燃料温度的方法，所述方法包括：向流体联接到燃烧室的燃料喷嘴供应航空燃料；用燃料温度传感器确定至少一个输入参数，以限定所述燃料喷嘴中的所述航空燃料的入口燃料温度；在控制器处接收所述至少一个输入参数；用所述控制器计算所述燃料喷嘴中的计算的燃料喷嘴流数；将所述计算的流数和在稳态条件期间与阈值相关联的参考流数进行比较，以确定所述航空燃料是否在所述燃料喷嘴内沸腾；用所述计算的流数确定最大温度；为飞行阶段的其余部分建立操作中沸腾曲线；以及基于所述操作中沸腾曲线维持通过所述燃料喷嘴的所述燃料的温度。
根据任何前述条项所述的方法，其中，确定至少一个输入参数进一步包括利用位于所述燃料喷嘴上游的燃料计量单元确定燃料流率。
根据任何前述条项所述的方法，其中，确定至少一个输入参数进一步包括利用位于所述燃料喷嘴上游的燃料压力传感器确定燃料喷嘴入口压力。
根据任何前述条项所述的方法，其中，确定至少一个输入参数进一步包括利用位于所述燃烧室附近的下游压力传感器确定下游压力。
根据任何前述条项所述的方法，其中，确定至少一个输入参数进一步包括从查找表中检索燃料密度或参考温度中的至少一个。
根据任何前述条项所述的方法，进一步包括在将所述计算的流数与所述参考流数进行比较之后将所述入口燃料温度增加到第二温度。
根据任何前述条项所述的方法，其中，所述阈值在5％-20％之间。
根据任何前述条项所述的方法，其中，所述阈值是10％。
根据任何前述条项所述的方法，其中，所述稳态条件包括低空巡航、高空巡航或稳态爬升。
一种在涡轮发动机的操作期间控制燃料温度的方法，所述方法包括：使燃料流过加热器以加热所述燃料；用燃料计量单元确定所述燃料的至少一个输入参数；计算与所述燃料相关联的计算的流数；将所述计算的流数和在稳态条件期间与阈值相关联的参考流数进行比较，以确定所述燃料是否沸腾；确定所述燃料的沸腾温度；基于所述沸腾温度生成所述燃料的操作中燃料沸腾曲线；以及基于所述操作中燃料沸腾曲线控制所述燃料的温度。
根据任何前述条项所述的方法，其中，确定至少一个输入参数包括测量所述燃料的温度。
根据任何前述条项所述的方法，其中，确定至少一个输入参数包括测量所述燃料的燃料流率。
根据任何前述条项所述的方法，其中，确定至少一个输入参数包括使所述燃料通过尺寸设计成提供可测量压降的孔口。
根据任何前述条项所述的方法，进一步包括使所述孔口下游的所述燃料流过冷却器并返回到所述燃料箱。
根据任何前述条项所述的方法，进一步包括使所述孔口下游的所述燃料通过燃料注入器流入所述涡轮发动机的燃烧器。
根据任何前述条项所述的方法，其中，所述稳态条件包括怠速、起飞、爬升或巡航。
根据任何前述条项所述的方法，其中，所述阈值小于20％。
一种用于飞行器的燃气涡轮发动机，包括：沿发动机中心线处于串行流动布置的压缩机区段和燃烧区段，所述燃烧区段包括：燃烧室，燃料喷嘴，所述燃料喷嘴流体联接到所述燃烧室，用于向所述燃烧室提供航空燃料，燃料温度控制系统，所述燃料温度控制系统可操作地联接到所述燃料喷嘴，所述燃料温度控制系统包括：加热器，燃料温度传感器，所述燃料温度传感器提供指示所述航空燃料的温度的燃料温度输出，第一压力传感器，所述第一压力传感器提供指示所述航空燃料的压力的燃料压力输出，第二压力传感器，所述第二压力传感器提供指示所述燃烧室中的下游压力的下游压力输出，以及控制器，所述控制器用于接收所述燃料温度输出、所述燃料压力输出和所述下游压力输出作为输入以生成操作中燃料沸腾曲线，其中所述控制器根据生成的操作中燃料沸腾曲线控制所述加热器。
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述燃料温度控制系统与所述燃料喷嘴成一体。
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述燃料温度控制系统位于所述燃料喷嘴的上游。

Claims (10)

1.一种控制涡轮发动机的燃料温度的方法，其特征在于，所述方法包括：
向流体联接到燃烧室的燃料喷嘴供应航空燃料；
用温度传感器确定至少一个输入参数，以限定所述燃料喷嘴中的所述航空燃料的入口燃料温度；
在控制器处接收所述至少一个输入参数；
用所述控制器计算所述燃料喷嘴中的计算的流数；
将所述计算的流数和在稳态条件期间与阈值相关联的参考流数进行比较，以确定所述航空燃料是否在所述燃料喷嘴内沸腾；
用所述计算的流数确定最大温度；
为飞行阶段的其余部分建立操作中沸腾曲线；以及
基于所述操作中沸腾曲线维持通过所述燃料喷嘴的所述燃料的温度。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，其中，确定至少一个输入参数进一步包括利用位于所述燃料喷嘴上游的燃料计量单元确定燃料流率。
3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，其中，确定至少一个输入参数进一步包括利用位于所述燃料喷嘴上游的压力传感器确定燃料喷嘴入口压力。
4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，其中，确定至少一个输入参数进一步包括利用位于所述燃烧室附近的下游压力传感器确定下游压力。
5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，其中，确定至少一个输入参数进一步包括从查找表中检索燃料密度或参考温度中的至少一个。
6.根据权利要求1-5中任一项所述的方法，其特征在于，进一步包括在将所述计算的流数与所述参考流数进行比较之后将所述入口燃料温度增加到第二温度。
7.根据权利要求1-5中任一项所述的方法，其特征在于，其中，所述阈值在5％-20％之间。
8.根据权利要求7所述的方法，其特征在于，其中，所述阈值是10％。
9.根据权利要求1-5中任一项所述的方法，其特征在于，其中，所述稳态条件包括低空巡航、高空巡航或稳态爬升。
10.一种在涡轮发动机的操作期间控制燃料温度的方法，其特征在于，所述方法包括：
使燃料流过加热器以加热所述燃料；
用燃料计量单元确定所述燃料的至少一个输入参数；
使所述燃料通过孔口；
计算与所述燃料相关联的计算的流数；
将所述计算的流数和在稳态条件期间与阈值相关联的参考流数进行比较，以确定所述燃料是否沸腾；
确定所述燃料的沸腾温度；
基于所述沸腾温度生成所述燃料的操作中燃料沸腾曲线；以及
基于所述操作中燃料沸腾曲线控制所述燃料的温度。
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US7984606B2 (en) * 2008-11-03 2011-07-26 Propulsion, Gas Turbine, And Energy Evaluations, Llc Systems and methods for thermal management in a gas turbine powerplant
US8984856B2 (en) * 2010-04-12 2015-03-24 Hamilton Sundstrand Corporation Flexible fuel system
US8355819B2 (en) * 2010-10-05 2013-01-15 General Electric Company Method, apparatus and system for igniting wide range of turbine fuels
US8850818B2 (en) * 2010-10-18 2014-10-07 General Electric Company Systems and methods for gas fuel delivery with hydrocarbon removal utilizing active pressure control and dew point analysis
US20180142627A1 (en) * 2016-11-22 2018-05-24 General Electric Company System and method for determining fuel composition for fuel used in gas turbines
US11187156B2 (en) * 2017-11-21 2021-11-30 General Electric Company Thermal management system

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