CN117480315A - 将低温储罐的燃料输送至飞行器涡轮发动机的燃料调节系统及方法 - Google Patents

Abstract

一种燃料调节系统，被配置为将低温储罐的燃料输送至飞行器涡轮发动机，燃料回路包括用于对涡轮发动机进行供给的缓冲储罐(R2)和对缓冲储罐(R2)进行供给的多个压缩模块(1A‑1D)，每一压缩模块(1A‑1D)包括：固定容积的主储罐(3A‑3D)；使主储罐(3A‑3D)中燃料的温度以等容方式升高的主热源(2A‑2D)；将主储罐(3A‑3D)连接至燃料回路(CQ)上游部的入口阀(V1A‑V1D)；将主储罐(3A‑3D)连接至缓冲储罐(R2)的出口阀(V3A‑V3D)；和通过返回路(CR)将主储罐(3A‑3D)连接至低温储罐的排气阀(V2A‑V2D)，气流(G)在该返回路中流动。

Description

将低温储罐的燃料输送至飞行器涡轮发动机的燃料调节系统 及方法

技术领域

本发明涉及包括将存储在低温储罐中的燃料输送至的涡轮发动机的飞行器领域。

背景技术

以液态形式储存燃料(尤其是氢)来减小飞行器储罐的体积和质量是众所周知的。例如，燃料在约20开尔文至22开尔文(-253℃至-251℃)的温度下储存在飞行器的低温储罐中。

为了能够将燃料喷射到涡轮发动机的燃烧室中，必须对燃料进行调节(即加压加热)，以确保最佳燃烧。例如为了降低在涡轮发动机中流动的空气中的水蒸气结冰，尤其是在涡轮发动机的燃料喷射器处结冰的风险，调节是有必要的。参照图1，示出了根据现有技术的调节系统SCAA，调节系统SCAA包括燃料回路100，燃料回路100在入口处连接至低温储罐R1并在出口处连接至涡轮发动机T的燃烧室CC。燃料流Q在燃料回路100中从上游向下游流动并依次通过机械泵101和加热模块102。

实际上，为了进行泵送，可使用在50bars的压力下运行的容积式或离心式机械泵101，也被称为高压泵。该机械泵101在密封、润滑及效率方面具有许多缺点。显著地，机械泵101需要大量的能量来确保压缩。目前，能够与低温储罐一起使用的机械泵101无法在宽流量/压力范围内运行以实现高效率。此外，在实践中，需要使用运行点为非最佳的机械泵101，且需远离所述机械泵101的推荐运行范围，这会增大施加到机械泵101的应力并降低其效率。因此，该机械泵101无法根据涡轮发动机的需求最佳地调整其流量。

因此，本发明旨在通过提出一种新颖的燃料调节系统来至少部分减少前述缺点，该系统能够以更佳的效率和更高的可靠性进行压缩和加热。

顺便提及，在现有技术中已知一种用于对主储罐中的燃料进行加压的系统，每一主储罐通过连接至具有高压的缓冲储罐来实现加压。然后，通过机械泵和热交换器将来自每一主储罐的燃料抽出待加压的主储罐。所需的压力高且必须使用机械泵和大容量热交换器。前述缺点仍然存在。

仍顺便提及，在将燃料注入缓冲储罐之前对容器中的燃料进行加热的系统在现有技术中也是已知的。容器上配备有多个传感器，以便在温度上升不受控制的情况下添加冷流体或清空容器。鉴于缓冲储罐的压力高于入口储罐的压力，该结构存在从容器倒流出来的巨大风险，从而影响安全性。因此，有必要提供一种具有前述缺点的高压泵。

此外，在压力过高和安全机构启动的情况下，必须停止对缓冲储罐的供应，考虑到无供应时段，这意味着缓冲储罐必须是巨大的。

发明内容

为此，本发明涉及一种被配置为将低温储罐的燃料输送至飞行器涡轮发动机的燃料调节系统，所述调节系统包括在入口处连接至低温储罐并在出口处连接至涡轮发动机的燃料回路，燃料流在燃料回路中从上游向下游流动。

所述系统的显著之处在于，燃料回路包括对涡轮发动机进行供给的缓冲储罐和被配置为对缓冲储罐进行供给的多个压缩模块，每一压缩模块包括：

-具有固定容积的主储罐，

-被配置为使所述主储罐中的燃料的温度以等容方式升高的主热源，

-将所述主储罐连接至所述燃料回路的上游部的入口阀，

-将所述主储罐连接至所述缓冲储罐的出口阀，和

-通过返回路将所述主储罐连接至所述低温储罐的排气阀，气流在所述返回路中流动。

所述压缩是以等容的方式执行，而不仅是机械地执行，这就使得可以上述与机械泵相关的缺点。此外，该等容压缩使得可以利用航空环境中的主热源来对低温储存的燃料流进行加热。当对主储罐进行排气时，气流在低温储罐中以等焓方式膨胀，以使平衡压力，从而能够在完全安全的情况下进行新的使用循环。排气使得可以降低压力，以实现通过低压低温储罐来填充主储罐，而无需借助高压泵。此外，即使当低温储罐中的燃料水平随着时间降低，返回路仍使得低温储罐中能够保持足够的压力以实现对主储罐的供给。

缓冲储罐的使用为涡轮发动机提供了灵活性，所述涡轮发动机始终具有接近最佳喷射条件的温度和压力的燃料。该缓冲储罐还使得可以在等容压缩后随着时间的推移以渐进式填充。

优选地，所述压缩模块并联安装，以便以独立的方式使用各主热源。优选地，调节系统至少包括四个压缩模块，以使其能够以相移方式被使用。

优选地，每一主热源的热量来自涡轮发动机和/或飞行器的热能。因此，所提供的热量来自可用热源，而非仅为了等容压缩而产生，这改善了热量平衡。

根据特定方面，至少一个压缩模块包括至少两个串联安装的主储罐，以实现压缩。每一压缩模块使得可执行渐进压缩，使得可以减小主储罐的体积。

根据另一特定方面，至少一个压缩模块包括输送阀，所述输送阀被配置为通过连通主储罐与缓冲储罐来增大主储罐中的压力。因此，可以先对缓冲储罐的出口处的燃料流进行初步加压，然后再通过等容压缩完成加压。当主热源的功率本身不能确保压力的增加时，该压缩模块是有利的。当燃料来自具有大热源，特别是来自涡轮发动机的大热源的交换器的下游时，该压缩模块是更有利的。

优选地，调节系统包括至少一个第一交换器，所述第一交换器被配置为从在返回路中流动的气流中获取热量并将所述热量传输至燃料流。

优选地，调节系统包括至少一个位于压缩模块上游的第二交换器，所述第二交换器被配置为从热源处获取热量并将热量传输至燃料流。该第二热交换器有利于使压缩模块中的燃料流为气态。优选地，第二交换器的热源来自缓冲储罐下游，优选地来自第三交换器下游的燃料流。被加热的燃料的热量输入使得可避免气流中任何可能发生的冷凝。

优选地，调节系统包括至少一个位于压缩模块下游的第三交换器，所述第三交换器被配置为从热源获取热量并在燃料流被注入涡轮发动机之前将热量传输至燃料流。

优选地，调节系统包括至少一个安装在压缩模块上游的辅助机械泵，以适应压缩模块的入口处的燃料流的热力学状态。

优选地，调节系统包括用于低温储罐的气流的排放回路和位于压缩模块上游的排放件，所述排放件被配置为通过气流使燃料流汇集。因此，避免了低温储罐中的任何过压且气流可间接对缓冲储罐进行供应。

优选地，排放件为喷射泵，其结构简单且没有移动机械部件。

优选地，调节系统包括用于将来自低温储罐的气流注入缓冲储罐的注入回路，所述注入回路包括至少一个等容压缩模块。因此，气流直接对缓冲储罐进行供应。排放回路与注入回路可叠加使用或交替使用。

本发明还涉及包括至少一个低温储罐、飞行器涡轮发动机以及如前所述的以流体方式连接低温储罐和飞行器涡轮发动机的调节系统的组件。

本发明还涉及一种通过如前所述的调节系统对利用来自低温储罐的燃料的飞行器涡轮发动机的燃料进行调节的方法，包括以下步骤：

-所述压缩模块对来自所述低温储罐的燃料流实施等容压缩，以向所述缓冲储罐供给，燃料料；

-所述缓冲储罐将所述燃料流输送至所述涡轮发动机。

优选地，至少两个压缩模块以相移方式被控制以对缓冲储罐进行供应，以实现持续供应。

优选地，所述方法包括对每一压缩模块进行填充、等容压缩、膨胀以及排气的步骤。根据本发明的一个方面，至少两个压缩模块以相移方式执行。根据本发明的另一方面，至少两个压缩模块同时执行该步骤。

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，将更佳地理解本发明，其中相同的附图标记指代相似对象。

图1是现有技术的燃料调节系统的示意图。

图2是本发明第一实施例的燃料调节系统的示意图。

图3是图2的调节系统的压缩模块的特写示意图。

图4A是压缩模块在填充步骤的示意图。

图4B是压缩模块在等容压缩步骤的示意图。

图4C是压缩模块在膨胀步骤的示意图。

图4D是压缩模块在排气步骤的示意图。

图5是图3的压缩模块在不同步骤时的示意图。

图6是本发明第二实施例的具有辅助机械泵的燃料调节系统的示意图。

图7是本发明第三实施例的具有压缩模块的燃料调节系统的示意图，其中压缩模块包括串联的主储罐。

图8是本发明第四实施例的燃料调节系统的示意图，其中通过燃料回路出口处的燃料流输入热量。

图9是本发明第五实施例的具有气体燃料注入回路的燃料调节系统的示意图。

图10是本发明第六实施例的燃料调节系统的示意图，其中每一压缩模块包括一输送阀。

应注意，附图详细阐述了本发明以实施本发明，如适用，所述附图当然可用来更好地定义本发明。

具体实施方式

参考图2，示出了燃料调节系统SC，燃料调节系统SC被配置为将低温储罐R1的燃料输送至飞行器涡轮发动机T。

在此示例中，燃料为液态氢，但本发明也适用于其他类型的燃料，例如液态甲烷或液化天然气。

参照图2，根据第一实施例，调节系统SC包括燃料回路CQ(图2中的实线)，燃料回路CQ在入口处连接至低温储罐R1并在出口处连接至涡轮发动机T。燃料流Q在燃料回路CQ中从上游向下游流动，以提升压力和温度，以便能够喷射到涡轮发动机T的燃烧室中，而不存在燃料喷射器结冰的风险。

燃料回路QC包括对涡轮发动机T进行供给的缓冲储罐R2，尤其是满足涡轮发动机T的变化需求。换句话说，缓冲储罐R2使得可以确保通向涡轮发动机T的连续加压流。在下文中，“上游燃料回路”是指位于缓冲储罐R2上游的燃料回路，而“下游燃料回路”是指位于缓冲储罐R2下游的燃料回路。

根据本发明，燃料回路CQ包括被配置为对缓冲储罐R2进行供给的多个压缩模块1A-1D。换句话说，如图2所示，压缩模块1A-1D位于上游燃料回路中。参照以特写图示出的图3，每一压缩模块1A-1D包括：

-具有固定容积的主储罐3A-3D，

-被配置为以等容方式升高主储罐3A-3D中燃料的温度的主热源2A-2D，

-将主储罐3A-3D连接至燃料回路CQ的上游部的入口阀V1A-V1D，

-将主储罐3A-3D连接至缓冲储罐R2的出口阀V3A-V3D，及

-通过返回路CR将主储罐3A-3D连接至低温储罐R1的排气阀V2A-V2D，气体燃料流(被命名为气流G)在返回路CR中流动。

由于本发明，无需专门使用在低温环境下效率不高的机械泵来增加燃料压力。来自多个热源2A-2D的等容压缩使得可以对多个主要体积进行加热，以便增大对缓冲储罐R2进行供给的燃料的压力。有利地减少了机械泵的缺点(密封、润滑以及效率)。此外，通过燃料的低温以及各种主热源的存在来实现高效且经济的等容压缩。

主热源2A-2D来自飞行器和/或涡轮发动机T，且可具有不同的性质。热量可来自如润滑油、涡轮发动机T的涡轮、机舱空气、电气和电子系统和/或集成到飞行器中的独立加热系统。

入口阀V1A-V1D使得可以控制进入主储罐3A-3D的燃料流Q的流量。出口阀V3A-V3D为膨胀阀，使得燃料流Q在缓冲储罐R2中等容压缩后进行膨胀。排气阀V2A-V2D也是膨胀阀并确保了主储罐3A-3D向低温储罐R1排气。事实上，在膨胀阶段结束时，主储罐3A-3D必须进行排气以减小其压力，以便实现再次填充。优选地，为了控制排气，阀是可控制的且连接至控制模块(未示出)，所述控制模块使得可以控制，尤其是依次控制阀的打开程度及其激活。

参照图2，返回路CR使得气流G能够返回到低温储罐R1，以提升低温储罐R1中气体的上限，从而导致低温储罐R1中的压力增加。为了减小低温储罐R1中的压力，调节系统SC包括排放回路CD，排放回路CD将低温储罐R1的上部连接至排放件12，使得可将气流G喷射到压缩模块1A-1D上游的燃料回路CQ中。排放回路CD包括排放阀V0，排放阀V0在低温储罐R1中压力达到预定压力阈值时被开启，使得能够排空包括气体燃料流G的次流量。

实际上，当液相燃料的主流量来自低温储罐R1的下部时，排放件12使得能够抽取气流G。在此示例中，排放件12呈喷射泵的形式，根据文丘里效应，该喷射泵使得可以将液体燃料流Q(主流量)的压力能转换成驱动气体燃料流Q(次流量)的动能。该喷射泵也称为文丘里泵。参照图2，喷射泵具有呈收敛扩散状(从上游到下游)的喷嘴，以便将压力能转换成动能，然后将动能反向转换成压力能。喷射泵不包括任何机械驱动，也没有上述机械泵的缺点。不言而喻，排放件12可以其他形式呈现，例如交换器与阀的组合，以便在与液体燃料流Q.一起被喷射之前将气态流液化。排放件12优选为被动的，因此不包括转动件。

通过等容压缩的燃料流Q的压力增大在并联安装的压缩模块1A-1D中进行，使得每一压缩模块独立实施压力增大。在此示例中，呈现了四个压缩模块1A-1D，但是不言而喻，其数量可根据不同的因素如主储罐3A-3D的尺寸、主热源2A-2D的功率、填充时间、压缩时间、膨胀时间和排气时间而不同。如稍后将介绍的，缓冲储罐R2由主储罐3A-3D供应，且其压力比在压缩阶段结束时主储罐3A-3D中达到的压力低。

参照图2，除压缩模块1A-1D外，上游燃料回路还包括液压增压泵11，所述液压增压泵11优选地浸没在低温储罐R1中，被配置为接收液相燃料并将燃料流Q的压力增加几bars，特别是增加1到3bars。使用液压增压泵11(即低压泵)比高压泵问题更少。

参照图2，燃料回路CQ包括位于液压增压泵11与排放件12之间的串联安装的第一交换器21与第二交换器22。

第一交换器21被配置为从在返回路CR中流动的气流G中获取热量并将热量传输至燃料流Q。因此，气流G在被注入低温储罐R1之前被冷却，而燃料流Q则被逐步加热。

第二交换器22被配置成为从热源52获取热量并将热量传输至燃料流Q，以便控制其在压缩模块1A-1D的主储罐3A-3D的入口处的温度和热力学状态(液体、蒸汽、两相或超临界)。优选地，第二交换器22可以将燃料流Q气化。热力学状态的影响将在下文中介绍。如果在主储罐3A-3D的入口处供应液体，则可省去第二交换器22。

仍参照图2，燃料回路CQ在缓冲储罐R2的下游包括第一控制阀V4、第三交换器23以及第二控制阀V5。

第一控制阀V4为膨胀阀，其确保了缓冲储罐R2出口处压力的稳定。第一调节阀V4下游的压力小于缓冲储罐R2的压力并与涡轮发动机T所需的压力相对应，该压力随着飞行器的飞行阶段而变化。

第二控制阀V5为膨胀阀且使得可以控制供应到涡轮发动机T的燃料的量。优选地，缓冲储罐R2入口处的燃料流Q的温度接近环境温度，以避免因添加绝缘体而使其结构变得更重。

就第三交换器23而言，其使得可在被喷射之前对来自第三热源53的燃料流Q进行加热。该额外热能使得能够精确调节燃料流Q的温度。这样，燃料流Q则在最佳温度下被喷射。

参照图4A至图4D，现在将介绍压缩模块1A-1D的一个使用周期的不同步骤：填充(图4A)、压缩(图4B)、膨胀(图4C)以及排气(图4D)。为了清楚简明起见，仅给出第一压缩模块1A的相应步骤。其他压缩模块的操作是类似的，因此不再详细介绍。在此示例中，图4A至4D以黑色示出了处于打开位置的阀门。

参照图4A，在填充步骤，入口阀V1A打开，其他阀关闭。燃料流Q进入主储罐3A中。实际上，填充步骤是在略低于液压增压泵11出口处的液体燃料压力的压力下进行的，以实现最小的压力损失。

参照图4B，在等容压缩步骤中，所有的阀均关闭。主热源2A向主储罐3A提供热量，主储罐3A的容积保持固定，这增加了进入主储罐3A的燃料流Q的压力。根据飞行器的飞行阶段，压缩结束时的压力可达到相对较高的值，尤其是高于150bars。

参照图4C，在膨胀步骤，出口阀V3A打开，其他阀关闭。燃油流Q在缓冲储罐R2中膨胀。主储罐3A中的压力下降，缓冲储罐R2中的压力增加。缓冲储罐R2中的压力可达到相对高的值，尤其是高于100bars。

在排气步骤中，参照图4D，排气阀V2A打开，其他阀关闭。主储罐3A通过返回路CR与低温储罐R1流体连通，以实现气流G的流动。主储罐3A中的压力变得与低温储罐R1中的压力相同，大约2bars。在排气步骤结束时，排气阀V2A再次关闭，一个新的周期开始。

由于热力循环，每一压缩模块1A-1D使得一部分燃料流Q被加压以填充缓冲储罐R2。使用至少四个并联的压缩模块1A-1D对利用这种四冲程循环时有利的。压缩模块1A-1D优选地是相移的，以实现向缓冲储罐R2的连续供应。参照图5，在给定时间，第一压缩模块1A执行填充步骤，第二压缩模块1B执行等容压缩步骤，第三压缩模块1C执行膨胀步骤，第四压缩模块1D执行排气步骤。然而，不言而喻，几个压缩模块1-1D也可同时实施相同的步骤。

通常，参照图2，液压增压泵11依次供给交换器21、22，然后供给排放件12，使得可将来自低温储罐R1上部的气流G与来自低温储罐R1下部的燃料流G一起被喷射。此时富含气流G的燃料流Q被引入至压缩模块1A-1D，该压缩模块对燃料流Q加压并填充缓冲储罐R2。来自压缩模块1A-1D的气流G在流经第一交换器21时被重新注入至低温储罐R1。

根据涡轮发动机T的需求，燃料流G从缓冲储罐R2中取出，然后由第三交换器23提前加热到其最佳喷射温度。缓冲储罐R2的存在使得可以确保操作过程中的灵活性。

可根据不同的热力学状态对压缩模块1A-1D进行供应。在下文中，P和T分别表示压缩模块1A-1D入口处的燃料流Q的压力和温度。Pc和Tc表示所讨论燃料的临界压力和临界温度。

所述供应可由处于液态(蒸汽滴定量<1)、两相(0<蒸汽滴定量<1)或蒸汽状态(蒸汽滴定量>1)的次临界状态(P<Pc且T<Tc)的燃料流Q提供。在此类情况下，液压增压泵11足以将来自低温储罐R1的燃料流Q(最初处于亚临界液态)输送到主储罐3A-3D。

所述供应可由压缩液体(P>Pc和T<Tc)或超临界(P>Pc和T>Tc)的燃料流Q提供。参照图6，在这两种情况下，辅助机械泵20被置于液压增压泵11和第一交换器21之间，以便将燃料流Q压缩到高于临界压力的压力。辅助机械泵20仅确保一部分的压缩(大约几bars)，超过临界压力(例如，对于氢气大约为13bars)，补充的压力增加有利地通过压缩模块1A-1D的等容压缩得以确保。

所述供应可由过热气体的燃料流Q(P<Pc且T>Tc)提供。以与前述相同的方式，液压增压泵11足以将来自主油箱R1的燃料流Q(最初处于亚临界液态)输送到主储罐3A-3D。

可选地，参照图7，每一压缩模块1A-1D可包括至少两个串联的主储罐。串联设置可实现多级压缩，每一主储罐对应一个压缩级。该配置使得可使用较小的主储罐来形成更紧凑的调节系统SC。

参照图7，示出了四个压缩模块1A-1D的示例，每一压缩模块1A-1D包括：

-具有主热源2A-2D的第一主储罐3A-3D，

-具有主热源2A'-2D'的第二主储罐3A'-3D'，

-将第一主储罐3A-3D连接至燃料回路CQ的上游部的入口阀V1A-V1D，

-将第二主储罐3A'-3D'连接至缓冲储罐R2的出口阀V3A-V3D，

-通过返回路CR将第一主储罐3A-3D连接至低温储罐R1的第一排气阀V2A-V2D，

-通过返回路CR将第二主储罐3A'-3D'连接至低温储罐R1的第二排气阀V2A'-V2D'，

-将第一主储罐3A-3D和第二主储罐3A'-3D'进行串联的连接阀V6A-V6D。

因此，对于每一压缩模块1A-1D，燃料流Q先在第一主储罐3A-3D中被加压，然后在第二主储罐3A'至3D'中被加压。

参照图8，根据本发明的一个替代方案，第二交换器22从缓冲储罐R2下游的燃料回路CQ(在下游燃料回路中)获取热量，以便加热低温储罐R1出口处的燃料流Q。使用热燃料流Q代替热空气流作为热源使得可以防止第二交换器22中的冷凝和/或结冰。

参照图9，根据本发明的另一替代方案，排放件12交替地或叠加地消耗低温储罐R1中的过量气流G，调节系统SC包括连接低温储罐R1、缓冲储罐R2和返回路CR的注入回路CI。此实例中的注入回路CI包括两个与前述结构类似的压缩模块1A'、1B'，以直接向缓冲储罐R2供应来自低温储罐R1的气流G。

每一压缩模块1A'、1B'使得来自低温储罐R1的气流G能够进入主储罐，以实现增压并供应至缓冲储罐R2。由压缩模块1A'、1B'排气产生的气流G被导入至返回路CR，以便在被再次导入至低温储罐R1之前被第一交换器21冷却。因此，缓冲储罐R2可由低温储罐R1的液相和气相燃料供应。

当排放件12不能通过文丘里效应避免所有气体过压时，这种注入回路CI是有利的。

参照图10，根据本发明的另一替代方案，通过喷射从缓冲储罐R2下游获取的燃料(换句话说，通过加热的燃料流)在压缩模块1A-1D中来实现压力增加。为此，每一压缩模块1A-1D包括输送阀V7A-V7D，所述输送阀V7A-V7D在第二控制阀V5的水平处接收燃料流，所述第二控制阀V5在该替代方案中为三通阀。对于该配置，填充、膨胀和排气的步骤是相同的，将不再介绍。

在等容压缩步骤，首先关闭除输送阀V7A-V7D以外的所有阀，使得缓冲储罐R2中的压力与主储罐3A-3D中的压力相等。因此，输送阀V7A-V7D实现第一次加压。接下来关闭所有的阀，且主热源2A-2D向具有固定容积的主储罐3A-3D供应热量，这会增大主储罐3A-3D中燃料流Q的压力。换句话说，通过热量输入进行第二次加压。当主热源2A-2D无法独自确保主储罐3A-3D中所有压力增加时，例如当主储罐3A-3D远离主热源2A-2D、第三交换器23靠近涡轮发动机T且具有显著热源使得可以最佳方式将热能带到燃料流Q时，该替代方案尤其有利。

Claims (15)

1.一种燃料调节系统(SC)，被配置为将低温储罐(R1)的燃料(Q)输送至飞行器涡轮发动机(T)，所述调节系统(SC)包括在入口处连接所述低温储罐(R1)和在出口处连接所述涡轮发动机(T)的燃料回路(CQ)，燃料流(Q)在所述燃料回路(CQ)中从上游向下游流动，其特征在于，所述燃料回路(CQ)包括用于对所述涡轮发动机(T)进行供给的缓冲储罐(R2)和被配置为对所述缓冲储罐(R2)进行供给的多个压缩模块(1A-1D)，每一压缩模块(1A-1D)包括：

-具有固定容积的主储罐(3A-3D)，

-使所述主储罐(3A-3D)中燃料的温度以等容方式升高的主热源(2A-2D)

-将所述主储罐(3A-3D)连接至所述燃料回路(CQ)的上游部的入口阀(V1A-V1D)，

-将所述主储罐(3A-3D)连接至所述缓冲储罐(R2)的出口阀(V3A-V3D)，和

-通过返回路(CR)将所述主储罐(3A-3D)连接至所述低温储罐(R1)的排气阀(V2A至V2D)，气流(G)在所述返回路中流动。

2.如权利要求1所述的调节系统(SC)，其特征在于，各压缩模块(1A-1D)并联。

3.如权利要求1或2中任一项所述的调节系统(SC)，其特征在于，每一主热源(2A-2D)的热量来自所述涡轮发动机(T)和/或所述飞行器。

4.如权利要求1至3中任一项所述的调节系统(SC)，其特征在于，至少一个压缩模块(1A-1D)包括至少两个串联安装的主储罐(3A-3D、3A'-3D')。

5.如权利要求1至4中任一项所述的调节系统(SC)，其特征在于，至少一个压缩模块(1A-1D)包括输送阀(V7A-V7D)，所述输送阀(V7A-V7D)被配置为通过连通所述主储罐(3A-3D)和所述缓冲储罐(R2)来增加所述主储罐(3A-3D)中的压力。

6.如权利要求1至5中任一项所述的调节系统(SC)，其特征在于，包括至少一个第一交换器(21)，所述第一交换器(21)被配置为从在所述返回路(CR)中流动的所述气流(G)中获取热量并将所述热量传输至所述燃料流(Q)。

7.如权利要求1至6中任一项所述的调节系统(SC)，其特征在于，包括至少一个位于所述压缩模块(1A-1D)上游的第二交换器(22)，所述第二交换器(22)被配置为从热源(52)获取热量并将所述热量传输至所述燃料流(Q)。

8.如权利要求1至7中任一项所述的调节系统(SC)，其特征在于，包括至少一个位于所述压缩模块(1A-1D)下游的第三交换器(23)，所述第三交换器(23)被配置为从热源(53)获取热量并在所述燃料流(Q)被注入所述涡轮发动机(T)之前将所述热量传输至所述燃料流(Q)。

9.如权利要求1至8中任一项所述的调节系统(SC)，其特征在于，包括至少一个安装在所述压缩模块(1A-1D)上游的辅助机械泵(20)。

10.如权利要求1至9中任一项所述的调节系统(SC)，其特征在于，包括用于所述低温储罐(R1)的气流(G)的排放回路(CD)和位于所述压缩模块(1A-1D)上游的排放件(12)，所述排放件被配置为通过所述气流(G)来使所述燃料流(Q)汇集。

11.如权利要求1至10中任一项所述的调节系统(SC)，其特征在于，包括将所述低温储罐(R1)的气流(G)注入所述缓冲储罐(R2)的注入回路(CI)，所述注入回路(CI)包括至少一个等容压缩模块(1A'-1B')。

12.一种组件，其特征在于，包括至少一个低温储罐(R1)、飞行器涡轮发动机(T)以及如前述权利要求中任一项所述的将所述低温储罐(R1)和所述飞行器涡轮发动机(T)连接的调节系统(SC)。

13.一种通过如权利要求1至11中任一项所述的调节系统(SC)对使用来自低温储罐(R1)的燃料(Q)的飞行器涡轮发动机(T)的燃料进行调节的调节方法(SC)，其特征在于，包括以下步骤：

-所述压缩模块(1A-1D)对来自所述低温储罐(R1)的燃料流(Q)实施等容压缩，以向所述缓冲储罐(R2)供给燃料流；

-所述缓冲储罐(R2)将所述燃料流(Q)输送至所述涡轮发动机(T)。

14.如权利要求13所述的调节方法(SC)，其特征在于，至少两个压缩模块(1A-1D)以相移方式被控制。

15.如权利要求13或14所述的调节方法(SC)，其特征在于，所述方法包括对每一压缩模块(1A-1D)进行填充、等容压缩、膨胀以及排气的步骤。