CN116917608A - 通过低温箱的燃料为飞行器涡轮发动机提供动力的燃料调节系统和方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种用于向飞行器涡轮发动机供给来自低温箱(RC)的燃料(Q)的燃料调节系统(SC)，该调节系统(SC)包括：至少一个泵送涡轮机(1)；被配置为通过使气流(A)循环对燃料回路(CQ)中的燃料(Q)进行加热的第一热交换器(31)；以及至少一个被配置为向第一热交换器(31)供应气流(A)的加热涡轮机(2)，加热涡轮机(2)包括进气压缩机(21)、燃烧室(24)以及被配置为驱动进气压缩机(21)的排气涡轮(22)，燃烧室(24)由从气流(A)获取的空气和来自燃料回路(CQ)的燃料(Q)进行供给。
Description
技术领域
本发明涉及包括涡轮发动机的飞行器领域，涡轮发动机由存储在低温箱中的燃料进行供给。
背景技术
以液态形式储存燃料(尤其是氢)，以减小飞行器储罐的大小和质量是众所周知的。例如，燃料在约20K至22K(-253℃至-251℃)的温度下储存在飞行器的低温箱中。为了将燃料喷射到涡轮发动机的燃烧室中，需对燃料进行输送和加热，以实现最佳燃烧。这种加热步骤是必要的，如，用以降低在涡轮发动机中循环的气流中所包含的水蒸气结冰的风险，尤其是用以降低在涡轮发动机燃料喷射器处结冰的风险。
实际上，燃料加热步骤是耗能的并需要从飞行器的热源获取热量。例如，可使用涡轮发动机产生的热量(来自润滑油的热量、来自涡轮出口的热量、来自喷嘴的热量等)。也可使用来自飞行器的热量(来自机舱的空气、来自电气或电子系统的热量等)。
一个问题在于在在燃料从低温箱被运输到涡轮发动机燃烧室时，利用其冷却特性的同时对燃料加热进行优化，同时保证高安全性。
参照图1和图2，在现有技术中，已经提出若干结构将燃料Q从低温箱RC引导至涡轮发动机T的燃烧室CC。已知地，低温箱RC属于飞行器基线REF-A，燃烧室CC属于涡轮发动机基线REF-T。
随后，术语“上游”和“下游”是相对燃料Q从低温箱RC到燃烧室CC的循环方向来定义的。
参照图1，其示出了第一结构，其从上游到下游依次设有泵101和热交换器102，泵101属于涡轮发动机基线REF-T，热交换器102从涡轮发动机T获取热量，尤其是在将燃料Q注入至燃烧室CC之前在涡轮发动机T的喷嘴处获取热量。泵101通过输送管100连接到低温箱RC，输送管100设有位于两个基线REF-A、REF-T之间的接口。
该第一结构具有若干缺点。首先，通过输送管100将低温低压的燃料Q输送到泵101，因此泵101必须是绝热的，这是不利的。另外，热交换器102在涡轮发动机T的喷嘴中的存在会影响涡轮发动机T的性能。另外，在过渡阶段(启动/停止)，输送管100的长度会带来显著的热流体不稳定性的风险，这造成了长时间的冷却或再冷却，不利于涡轮发动机T的安全性和可操作性。。
参照图2，其示出第二结构，提出使泵101偏移并尽可能地靠近低温箱RC，即，处于飞行器基线REF-A中，以便缩小涡轮发动机基线REF-T中的尺寸。燃料Q在将泵101与交换器102连接的输送管100’中被高压低温压缩。与前述情况相似，输送管100’必须是隔热的，同时也必须是机械加固的，以承受燃料Q的高压。
在该两种结构中，由于输送管100、100’中的燃料Q的温度非常低，当燃料Q泄漏时，只有氦可用作净化气体或调节气体。对于商业航空应用，必须避免使用氦，因为这种流体为高成本的稀有气体。在专利申请EP3623604A1的现有技术中，已知一种旨在以非常高的速度运行的军用推进涡轮机，该涡轮机包括被配置为从排气中提取热量以将其供应给燃料流的热交换器。
因此，本发明旨在通过提出一种新的燃料调节系统来至少部分消除前述缺点。
发明内容
本发明涉及一种通过低温箱的燃料对飞行器涡轮发动机进行供给的燃料调节系统，所述调节系统包括：
-至少一个泵送涡轮机，包括泵和被配置为驱动所述泵的涡轮，所述泵被配置为从低温箱获取燃料并使所述燃料在燃料回路中从上游向下游循环，燃料回路包括所述涡轮发动机的供应出口，所述涡轮安装在所述燃料回路中，以通过所述燃料的所述循环来驱动所述涡轮转动；
-第一热交换器，其设于所述涡轮的上游，被配置为通过使气流循环而对所述燃料回路中的所述燃料进行加热，
-至少一个加热涡轮机，其被配置为向所述第一热交换器供应气流，所述加热涡轮机包括进气压缩机、燃烧室以及被配置为驱动所述进气压缩机的排气涡轮，所述燃烧室通过从所述气流获取的空气和来自所述燃料回路的燃料进行供给。
有利地，使用联接到加热涡轮机的泵送涡轮机使得能够在消耗一小部分燃料的情况下自主地对燃料进行加热。在出口处供应的燃料具有与涡轮发动机相适应的温度，优选地是接近环境温度的温度和能够被输送到涡轮发动机的足够压力。因此，调节系统可有利地设置在飞行器基线中，而不是位于涡轮发动机基线中，优选地靠近低温箱。有利地，氮气可用作净化和清除的中性气体，使得调节系统的实施相当容易。
第一热交换器的使用使得可以将热量从加热涡轮机传递到燃料，以实现最佳加热。有利地，泵送涡轮机由燃料回路中燃料的循环来驱动，使得可通过允许泵与涡轮之间的低燃料泄漏的方式来简化泵送涡轮机的设计并提高安全性。
优选地，燃烧室被供应有从气流获取的空气和来自燃料回路并从涡轮下游获取的燃料。燃料有利地具有适于燃烧室的最佳温度和压力。
优选地，所述系统包括第二热交换器，所述第二热交换器被配置为通过循环所述加热涡轮机的进气流而对所述燃料回路中的所述燃料进行加热。因此，以比排放气体低的温度循环的进气使得可在燃料被第一热交换器加热之前对燃料进行预热。这种预热一方面可降低通过第一交换器的热气体冷凝的风险，另一方面可降低加热涡轮机的进气压缩机的消耗。
根据本发明的一个方面，所述系统包括辅助热交换器，所述辅助热交换器被配置为通过循环所述涡轮的下游的燃料来对所述燃料回路的上游部中的所述燃料进行加热。以有利的方式，通过使具有不同温度的燃料循环而进行的热量交换使得逐渐预热得以施行。该预热使得可以降低后续交换器中空气冷凝的风险。
根据本发明的一个方面，所述系统包括由所述加热涡轮机驱动的发电机。根据一个方面，发电机由自由涡轮驱动，所述自由涡轮被配置为由来自加热涡轮机的气流驱动。因此，所述泵送涡轮机可为第一热交换器生成气流，所述气流被辅助涡轮机用来发电。因此，所述调节系统产生电力以促进其自主性。
另一方面，所述发电机由加热涡轮机直接驱动或通过齿轮系驱动。
优选地，所述加热涡轮机被配置为实施布雷顿(Brayton)循环，以便通过燃烧一小部分燃料来生成大量热量。
优选地，所述泵送涡轮机完全浸没于所述燃料中。因此消除了泵与涡轮机之间密封的需求。有利地，可以实用的方式实施流体轴承导向。
优选地，所述泵送涡轮机是膨胀式氢涡轮泵，以便在燃料是氢时由燃料循环驱动。
本发明还涉及一种组件，包括至少一个低温箱、飞行器涡轮发动机以及如前所述的调节系统，所述调节系统流体连接所述低温箱与所述飞行器涡轮发动机。
优选地，所述调节系统位于低温箱附近并通过至少一个循环管线连接到涡轮发动机，所述循环管线使燃料在环境温度下循环。该管线有利地具有简单的结构，不需要任何特殊的隔热或冷却。
根据一个方面，所述调节系统由涡轮发动机外部的气流供应空气。根据另一方面，所述调节系统由来自涡轮发动机的气流供应空气，尤其是通过来自涡轮发动机的压缩机的气流供应。
优选地，所述组件包括至少一个燃料缓冲储存器，所述燃料缓冲储存器被配置为由所述调节系统进行供给并被配置为对所述飞行器涡轮发动机进行供给。
优选地，燃料缓冲储存器被配置为存储处于高压和环境温度下的燃料。因此，缓冲存储容器的燃料可由涡轮发动机直接使用并对涡轮发动机的需求做出快速反应。
本发明还涉及一种通过如前所述的调节系统对燃料进行调节以将低温箱的燃料供给于飞行器涡轮发动机的方法，其中：
-所述泵送涡轮机的所述泵从所述低温箱获取燃料并使所述燃料在燃料回路中从上游向下游循环，
-循环所述加热涡轮机的气流以使所述第一热交换器对所述燃料回路中的所述燃料进行加热，
-所述燃料在所述燃料回路中的循环驱动所述泵送涡轮机的涡轮的转动，
-使用从所述气流获取的空气和来自所述燃料回路的燃料对所述加热涡轮机的所述燃烧室进行供给。
附图说明
通过阅读作为示例给出的以下描述并参照作为非限制性示例给出的以下附图，将更好地理解本发明，其中相同的附图标记用以指示相似对象。
图1是现有技术的用于对从低温箱到涡轮发动机的燃料进行调节的第一结构的示意图。
图2是现有技术的用于对从低温箱到涡轮发动机的燃料进行调节的第二结构的示意图。
图3是本发明的调节系统对从低温箱到涡轮发动机的燃料进行调节的结构示意图。
图4是调节系统的第一实施例的示意图。
图5是调节系统的第二实施例的示意图。
图6是调节系统的第三实施例的示意图。
图7是为缓冲存储容器提供燃料的调节系统的示意图。
应注意，附图详细阐述了本发明，以便实施本发明，所述附图当然可用于在适用的情况下更好地定义本发明。
具体实施方式
参照图3，示出本发明一个实施例的用于将燃料Q从低温箱RC输送到飞行器的涡轮发动机T的燃烧室CC的结构。已知地，低温箱RC属于飞行器基线REF-A，而燃烧室CC属于涡轮发动机基线REF-T。
在本示例中，燃料是液态氢，但是本发明适用于其他类型的燃料，例如液态甲烷或液化天然气。
根据本发明，提供一燃料调节系统SC，燃料调节系统SC被配置为向涡轮发动机T的燃烧室CC供应来自低温箱RC的液相燃料。调节系统SC属于飞行器基线REF-A并尽可能靠近低温箱RC泵送燃料Q。从而减少涡轮发动机基线REF-T中所需的空间。如稍后将介绍的，通过使来自气流入口EA的气流循环，调节系统SC能将燃料加热到最佳温度。燃料调节系统SC经由循环管道6连接到涡轮发动机T。
参照图4，调节系统SC包括泵送涡轮机1、燃料回路CQ、加热涡轮机2、第一热交换器31以及第二热交换器32。
如图4所示，其示出了泵送涡轮机1(也被称为涡轮泵)，所述泵送涡轮机1包括泵11和被配置为驱动泵11的涡轮12，泵11被配置为从低温箱RC获取燃料Q并使燃料Q在燃料回路CQ中从上游向下游循环。在此示例中，泵11和涡轮12通过轴13连为一体并同步转动。
燃料回路CQ(在图4中以虚线框出)因此包括与低温箱RC流体连接的入口和涡轮发动机T的供应出口S。
涡轮12安装在燃料回路CQ中，以便由燃料Q的循环驱动旋转。换句话说，泵11使得能够增大泵11下游的燃料回路CQ中的燃料压力Q。该压力使得可驱动涡轮12。
泵送涡轮机1优选地呈膨胀式氢涡轮泵的形式。有利地，涡轮12和泵11完全浸没于燃料中，尤其是纯氢中，从而减少与驱动相关的动态密封问题，尤其是在电动马达驱动的情况下的动态密封问题。来自泵11的任何泄漏可在涡轮机12的上游或下游重新注入涡轮机12。旋转中的引导可有利地通过流体轴承来保证，从而保证在无需润滑的情况下的最佳使用寿命。
如图4所示，其示出了加热涡轮机2，加热涡轮机2被配置为在气流入口EA处获取气流A，优选地在飞行器外部或涡轮发动机T中获取气流A，并将气流A供应给第一热交换器31。例如，气流入口EA可对应于在涡轮发动机T的压缩机处获取的气流。
加热涡轮机2包括进气压缩机21、燃烧室24以及排气涡轮22，排气涡轮22用以驱动进气压缩机21。
在此示例中，进气压缩机21与排气涡轮22通过轴23一体转动连接。加热涡轮机2使得从上游获取的气流A在加热之后从下游排出。
在此实施例中，第一热交换器31在下游被供应有排气流A(处于高温状态)，第二热交换器32在上游被供应有进气流A(处于比排气温度低的温度状态)。优选地，第二热交换器32位于燃料回路CQ中第一热交换器31的上游。因此，第二热交换器32相对提供主要加热作用的第一热交换器31执行预热功能。该设置使得可优化加热效率，并防止在第一热交换器31中与燃料Q接触的空气中的水冷凝和/或结冰。因此，燃油回路CQ的出口S被供应最佳温度的燃料。
根据本发明，燃烧室24由从气流A获取的空气和来自燃料回路CQ并从涡轮12下游获取的燃料Q进行供给。因此，加热涡轮机2的燃烧室24被供应具有最佳温度和最佳压力的燃料Q。
加热涡轮机2优选地呈布雷顿循环涡轮机的形式并允许产生热气流，以便向燃料Q提供热量。
仍参照图4，调节系统SC包括分流件4，分流件4包括例如三通阀，该三通阀被配置为在入口处接收来自涡轮12的燃料Q，并一方面对加热涡轮机2的燃烧室24进行供给，另一方面对涡轮发动机T的供应出口S进行供给。
根据可选方面，参照图5，调节系统SC还包括辅助热交换器33，辅助热交换器33被配置为通过使在涡轮12下游循环的燃料Q循环来对燃料回路CQ的上游部的燃料Q进行加热。优选地，辅助热交换器33位于泵送涡轮机1附近。燃料/燃料类型的辅助热交换器33使得能够在低温箱RC的出口处逐渐加热燃料。从而使得可防止在第二热交换器32和/或第一热交换器31中与燃料Q接触的空气中的水冷凝和/或结冰。
另外，至少一个热交换器可位于涡轮12的上游或第一热交换器31的上游，以从来自飞行器和/或涡轮发动机T的热源中提供热量。
根据可选的方面，参照图6，调节系统SC还包括由自由涡轮52驱动的发电机51，自由涡轮52由来自加热涡轮机2的气流A驱动。在此示例中，发电机51由自由涡轮52通过轴53驱动。自由涡轮52的旋转有利地使得能够产生电能，以将电能供应给例如飞行器的非推进功能，进而使得能够减小从涡轮发动机获取机械动力。
根据本发明的另一方面，发电机51可联接到加热涡轮机2，尤其是直接联接或通过齿轮组(未示出)联接。
现在将参照图4介绍根据本发明的通过调节系统SC对燃料进行调节的方法。
在所述方法期间，泵送涡轮机1的泵11从低温箱RC获取燃料，并在燃料系统CQ中从上游向下游循环。在泵送期间，燃料Q的压力上升。
有利地，燃料Q在燃料回路CQ中的循环驱动泵送涡轮机1的涡轮12旋转，使得可通过使用燃料Q的焓来产生运动。此外，在驱动之后，燃料Q的压力对于供应燃烧室是最佳的，即涡轮发动机T的压力以及加热涡轮机2的压力。
在该示例中，首先在燃料回路CQ中由第二热交换器32通过使从加热涡轮机2的上游获取的气流A循环来对燃料Q进行加热。气流A使得能够确保预热。然后，通过使来自加热涡轮机2的下游气流A循环，燃料Q在燃料回路CQ中被第一热交换器31加热。加热涡轮机2的燃烧室24由从气流A获取的空气和从燃料回路CQ获取并从涡轮机12下游获取的燃料Q进行供给。加热涡轮机2可以执行布雷顿循环，以将热量直接带到燃料回路CQ。因此，燃料Q的温度和压力被调节系统SC提高，以便直接供给涡轮发动机T。
参照图3，将调节系统SC定位在飞行器基线REF-A中会减小涡轮发动机基线REF-T中的大小。该调节系统SC可以在将调节系统SC连接到涡轮发动机T的循环管道6的简单性与实施安全性之间达成平衡。实际上，由于调节系统SC能够增加燃料Q的压力和温度，无需对将调节系统SC和涡轮发动机T连接的循环管道6进行隔离。燃料Q被压缩并加热到超临界状态，在该状态下，其实施将不存在冷却固有的热流体不稳定性方面的任何困难。然后，可有利地运用普通技术对加压气体进行分配，从而取代低温流体所需的更复杂的解决方案。
有利地，多亏调节系统SC，低温箱RC中的燃料调节与涡轮发动机T中的燃料使用是分离的，简化了管理。有利地，泵送涡轮机1与加热涡轮机2的转速可独立调节，以便对燃料Q的加热进行优化。
此外，有利地，不再需要如现有技术中那样在涡轮发动机T的喷嘴处设置交换器。涡轮发动机T的性能，尤其是与主气流的流动相关的性能不受影响。
有利地，氮气可用作中性气体，用于循环管道6的净化和清除，与氦气相比，有利于实施。最后，调节系统SC通过消耗泵入低温箱RC的一小部分燃料Q来实现自主运行。
根据本发明的另一个方面，参照图7，调节系统SC被配置为提供一个或多个燃料缓冲储存器7，以下称为存储容器7。存储容器7使得可以在涡轮发动机T的过渡阶段期间或当调节系统SC没有提供足够的流量时确保足够的燃料流量Q。当燃料流量需求较低时，调节系统SC对存储容器7进行供给。因此，即使在劣化的条件下，涡轮发动机T总是具有处于高压和环境温度的燃料，以备涡轮发动机T使用。
Claims (10)
1.一种燃料调节系统(SC)，被配置为向飞行器的涡轮发动机(T)供给来自低温箱(RC)的燃料(Q)，其特征是，所述调节系统(SC)包括：
-至少一个泵送涡轮机(1)，其与所述飞行器涡轮发动机(T)分离，其包括泵(11)和用于驱动所述泵(11)的涡轮(12)，所述泵(11)被配置为从所述低温箱(RC)获取所述燃料(Q)并使所述燃料在燃料回路(CQ)中从上游向下游循环，燃料回路(CQ)包括涡轮发动机(T)的供应出口(S)，所述涡轮(12)安装在所述燃料回路(CQ)中，以便通过所述燃料(Q)的循环来驱动所述涡轮(12)转动；
-第一热交换器(31)，其设于所述涡轮(12)的上游，其被配置为通过使气流(A)循环而对所述燃料回路(CQ)中的燃料(Q)进行加热；
-至少一个加热涡轮机(2)，其与所述飞行器涡轮发动机(T)分离，其被配置为向所述第一热交换器(31)供应所述气流(A)，所述加热涡轮机(2)包括进气压缩机(21)、燃烧室(24)以及被配置为驱动所述进气压缩机(21)的排气涡轮(22)，所述燃烧室(24)由所述气流(A)中的空气和所述燃料回路(CQ)中的燃料(Q)进行供给。
2.如权利要求1所述的燃料调节系统，其特征是，包括第二热交换器(32)，所述第二热交换器被配置为通过循环所述加热涡轮机(2)的进气流而对所述燃料回路(CQ)中的燃料(Q)进行加热。
3.如权利要求1或2所述的燃料调节系统，其特征是，包括辅助热交换器(33)，所述辅助热交换器被配置为通过循环在所述涡轮(12)的下游循环的燃料(Q)而对所述燃料回路(CQ)的上游部的燃料(Q)进行加热。
4.如权利要求1-3中的一项所述的燃料调节系统，其特征是，包括被配置为由所述加热涡轮机(2)驱动的发电机(51)。
5.如权利要求1-4中的一项所述的燃料调节系统，其特征是，所述加热涡轮机(2)被配置为执行布雷顿循环。
6.如权利要求1-5中的一项所述的燃料调节系统，其特征是，所述泵送涡轮机(1)完全浸没于所述燃料(Q)中。
7.如权利要求1-6中的一项所述的燃料调节系统，其特征是，所述泵送涡轮机(1)为膨胀式氢涡轮泵。
8.一种组件，其特征是，包括至少一个低温箱(RC)、飞行器涡轮发动机(T)以及权利要求1-7中的任一项所述的调节系统(SC)，所述调节系统将所述低温箱(RC)与所述飞行器涡轮发动机(T)连通。
9.如权利要求8所述的组件，其特征是，包括至少一个燃料缓冲储存器(7)，其被配置为由所述调节系统(SC)供给并被配置为向所述飞行器涡轮发动机(T)供给。
10.一种通过权利要求1-7中任一项所述的调节系统(SC)对燃料(Q)进行调节以向飞行器涡轮发动机(T)供给来自低温箱(RC)的燃料(Q)的方法，其特征是，包括以下步骤：
-所述泵送涡轮机(1)的泵(11)从所述低温箱(RC)获取燃料并使所述燃料在燃料回路(CQ)中从上游向下游循环，
-循环所述加热涡轮机(2)的气流(A)以使所述第一热交换器(31)对所述燃料回路(CQ)中的燃料(Q)进行加热，
-燃料(Q)在所述燃料回路(CQ)中的循环驱动所述泵送涡轮机(1)的涡轮(12)转动，
-使用从所述气流(A)获取的空气和来自所述燃料回路(CQ)的燃料(Q)对所述加热涡轮机(2)的所述燃烧室(24)进行供给。
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