JP2016502622A - タービンエンジンアセンブリおよび二系統燃料航空機システム - Google Patents

Abstract

タービンエンジンアセンブリが、圧縮機部分と、燃焼部分と、タービン部分と、ノズル部分とを備えるタービンコアと、液化天然ガス（ＬＮＧ）貯蔵器と、蒸発器熱交換器と、ＬＮＧ貯蔵器を蒸発器熱交換器の入力に作動可能に結合する第１の液体供給管路と、蒸発器熱交換器の出力を燃焼部分に作動可能に結合する気体供給管路と、ＬＮＧ貯蔵器を気体供給管路に作動可能に作動可能に結合する第２の液体供給管路と、温度自動調節膨張弁（ＴＥＶ）とを備える液化天然ガス（ＬＮＧ）燃料システムとを備え、更に、二系統燃料航空機制御システムを備える。【選択図】図１

Description

本明細書で説明する技術は、全体的に航空機システムに関し、より詳細には、航空用ガスタービンエンジン内で二系統燃料を使用する航空機システムおよびそれを作動する方法に関する。

液化天然ガス（ＬＮＧ）などの特定の極低温燃料は、従来のジェット燃料よりも安価である可能性がある。従来のガスタービン用途における冷却に対する現在の手法は、圧縮空気または従来の液体燃料を使用する。冷却するために圧縮機空気を使用することは、エンジンシステムの効率を低下させる可能性がある。

したがって、航空機ガスタービンエンジン内で二系統燃料を使用する航空機システムを備えることは、望ましいはずである。従来のジェット燃料および／または液化天然ガス（ＬＮＧ）などのより安価な極低温燃料を使用して、作動させることができる航空機ガスタービンエンジンによって推進することができる航空機システムを備えることは、望ましいはずである。航空機ガスタービンエンジン構成要素およびシステム内で、より効率的に冷却することは、望ましいはずである。運転コストを低減するために、エンジン内の効率を向上させ、燃料消費率を低下させることは、望ましいはずである。温暖化ガス（ＣＯ２）、窒素酸化物（ＮＯｘ）、一酸化炭素ＣＯ、未燃炭化水素および煤を減少させることによって、環境に対する影響を低減することができる、二系統燃料を使用する航空用ガスタービンエンジンを備えることが望ましい。

米国特許第２０１２０９６８６９号明細書

一態様では、本発明の実施形態は、軸方向に整列する圧縮機部分と、燃焼部分と、タービン部分と、ノズル部分とを備えるタービンコアと、液化天然ガス（ＬＮＧ）貯蔵器と、蒸発器熱交換器と、ＬＮＧ貯蔵器を蒸発器熱交換器の入力に作動可能に結合する第１の液体供給管路と、蒸発器熱交換器の出力を燃焼部分に作動可能に結合する気体供給管路と、ＬＮＧ貯蔵器を気体供給管路に作動可能に結合する第２の液体供給管路と、第２の液体供給管路から気体供給管路までのＬＮＧの流れを制御し、温度自動調節膨張弁（ＴＥＶ）の下流で気体供給管路に作動可能に結合された温度センサを含む温度自動調節膨張弁（ＴＥＶ）であって、第２の液体供給管路を通るＬＮＧの流量が、気体供給管路内の流体の温度に基づいてＴＥＶによって制御される、温度自動調節膨張弁（ＴＥＶ）とを備える液化天然ガス（ＬＮＧ）燃料システムとを備えるタービンエンジンアセンブリに関する。

別の態様では、本発明の実施形態は、航空機のタービンエンジン用の二系統燃料航空機システムであって、第１の燃料タンクからタービンエンジンまでの第１の燃料流を制御するための第１の燃料システムと、タービンエンジンまでの液化天然ガス流を制御するための第２の燃料システムであって、液化天然ガス（ＬＮＧ）貯蔵器と、タービンエンジン上または近傍に取り付けられた蒸発器熱交換器と、ＬＮＧ貯蔵器を蒸発器熱交換器の入力に作動可能に結合する第１の液体供給管路と、蒸発器熱交換器の出力をタービンエンジンに作動可能に結合する気体供給管路と、ＬＮＧ貯蔵器を気体供給管路に作動可能に結合する第２の液体供給管路と、第２の液体供給管路から気体供給管路までのＬＮＧの流れを制御し、温度自動調節膨張弁（ＴＥＶ）の下流で前記気体供給管路に作動可能に結合された温度センサを含む温度自動調節膨張弁（ＴＥＶ）であって、第２の液体供給管路を通るＬＮＧの流量が、気体供給管路内の流体の温度に基づいてＴＥＶによって制御される、温度自動調節膨張弁（ＴＥＶ）とを備える第２の燃料システムとを備える二系統燃料航空機システムに関する。

本明細書に説明する技術は、添付の図面と併せて考察する以下の説明を参照することによって、最も良く理解することができる。

二系統燃料推進システムを含む例示的な航空機システムの等角図である。 例示的な燃料搬送／配給システムを示す図である。 例示的極低温燃料の概略的な圧力対エンタルピーのチャートで例示的な作動経路を示す図である。 燃料タンクの例示的配置および例示的ボイルオフ使用を示す概略図である。 燃料搬送および制御システムを含む例示的二系統燃料の航空機ガスタービンエンジンの概略横断面図である。 概略的熱交換器を示す、例示的二系統燃料の航空機ガスタービンエンジンの一部分の概略横断面図である。 例示的な直接熱交換器の概略図である。 例示的な間接熱交換器の概略図である。 別の例示的な間接熱交換器の概略図である。 航空機システムに関する例示的な飛行ミッションのプロファイルの概略図である。 ターボファンエンジンおよび蒸発器の概略図である。 本発明の実施形態による、ターボファンエンジン、ＬＮＧ蒸発器および温度自動調節膨張弁の概略図である。 図９のＬＮＧ蒸発器内で使用され得る温度自動調節膨張弁の概略図である。 温度自動調節膨張回路の概略図である。 図９のＬＮＧ蒸発器内で使用され得る温度自動調節膨張弁の概略図である。 図９のＬＮＧ蒸発器内で使用され得る別の温度自動調節膨張弁の概略図である。 図９のＬＮＧ蒸発器内で使用され得る代替の温度自動調節膨張弁の概略図である。

ここで図面を参照すると、同じ参照符号は、様々な図面を通して同じ要素を示す。

図１は、本発明の例示的な実施形態による航空機システム５を示す。例示的な航空機システム５は、胴体６および胴体６に取り付けられた翼７を備える。航空機システム５は、飛行中に航空機システム５を推進するために必要な推進力を生成する推進システム１００を備える。推進システム１００は、図１では翼７に取り付けられて図示されるが、別の実施形態では、推進システム１００は、例えば尾部部分１６など、航空機システム５の別の部品に結合され得る。

例示的な航空機システム５は、推進システム１００の中で使用される１つまたは複数のタイプの燃料を貯蔵するための燃料貯蔵システム１０を含む。図１に示す例示的な航空機システム５は、本明細書で以下に更に説明するように、２つのタイプの燃料を使用する。したがって、例示的な航空機システム５は、第１の燃料１１を貯蔵することができる第１の燃料タンク２１および第２の燃料１２を貯蔵することができる第２の燃料タンク２２を備える。図１に示す例示的な航空機システム５は、第１の燃料タンク２１の少なくとも部分が、航空機システム５の翼７の中に配置されている。図１に示す一例示的実施形態では、第２の燃料タンク２２が、翼７が胴体６に結合される位置の近傍に、航空機システム５の胴体６の中に配置されている。代替の実施形態では、第２の燃料タンク２２は、胴体６または翼７の中の他の適切な位置に配置され得る。別の実施形態では、航空機システム５は、第２の燃料１２を貯蔵することができる選択的な第３の燃料タンク１２３を備えることができる。選択的な第３の燃料タンク１２３は、例えば図１に概略的に示すように、航空機システム５の胴体６の尾部部分の中に配置され得る。

本明細書で後に更に説明するように、図１に示す推進システム１００は、第１の燃料１１または第２の燃料１２を使用することによって、あるいは第１の燃料１１および第２の燃料１２の両方を使用することによって推進力を生成することができる二系統燃料推進システムである。例示的な二系統燃料推進システム１００は、第１の燃料１１または第２の燃料１２を選択的に使用して、あるいは第１の燃料１１および第２の燃料１２の両方を選択された割合で使用して、推進力を生成することができるガスタービンエンジン１０１を備える。第１の燃料は、当技術分野でＪｅｔ−Ａ、ＪＰ−８、またはＪＰ−５または他の公知のタイプまたは等級として知られているケロシン系ジェット燃料など、従来の液体燃料であることができる。本明細書で説明する例示的な実施形態では、第２の燃料１２は、非常に低温で貯蔵される極低温燃料である。一実施形態では、極低温の第２の燃料１２は、液化天然ガス（あるいは本明細書で「ＬＮＧ」と呼ばれる）である。極低温の第２の燃料１２は、低温で燃料タンクの中に貯蔵される。例えば、ＬＮＧは、第２の燃料タンク２２の中で、約−２６５°Ｆで、約１５ｐｓｉａの絶対圧力で貯蔵される。燃料タンクは、チタン、インコネル、アルミニウムまたは複合材料などの公知の材料から作製され得る。

図１に示す例示的な航空機システム５は、燃料を燃料貯蔵システム１０から推進システム１００まで搬送することができる燃料搬送システム５０を備える。公知の燃料搬送システムは、第１の燃料１１などの従来の液体燃料を搬送するために使用され得る。本明細書で説明する例示的な実施形態、ならびに図１および図２に示す実施形態では、燃料搬送システム５０は、極低温燃料を運搬する導管５４を通って推進システム１００まで、例えばＬＮＧなどの極低温液体燃料を搬送するように構成されている。搬送中に極低温燃料の液体状態を実質的に維持するために、燃料搬送システム５０の導管５４の少なくとも一部分が、加圧された極低温液体燃料を運搬するために断熱され、構成されている。いくつかの例示的な実施形態では、導管５４の少なくとも一部分が、二重壁構造を含む。導管は、チタン、インコネル、アルミニウムまたは複合材料などの公知の材料から作製され得る。

図１に示す航空機システム５の例示的な実施形態は、第１の燃料１１または第２の燃料１２の少なくとも１つを使用して電力を生成することができる燃料電池を備える、燃料電池システム４００を更に含む。燃料搬送システム５０は、燃料貯蔵システム１０から燃料電池システム４００まで燃料を搬送することができる。一例示的な実施形態では、燃料電池システム４００は、二系統燃料の推進システム１００によって使用される極低温燃料１２の一部分を使用して電力を生成する。

推進システム１００は、燃焼室内で燃料を燃焼することによって推進力を生成するガスタービンエンジン１０１を備える。図４は、ファン１０３と、高圧圧縮機１０５を含むコアエンジン１０８と、燃焼器９０とを備える例示的なガスタービンエンジン１０１の概略図である。エンジン１０１は、高圧タービン１５５、低圧タービン１５７およびブースタ１０４を更に含む。例示的なガスタービンエンジン１０１は、推進力の少なくとも一部分を生成するファン１０３を含む。エンジン１０１は、吸気側１０９および排気側１１０を含む。ファン１０３およびタービン１５７は、第１のロータシャフト１１４を使用して一体に結合され、圧縮機１０５およびタービン１５５は、第２のロータシャフト１１５を使用して一体に結合される。例えば図４に示すようないくつかの用途では、ファン１０３のブレードアセンブリが、エンジンケーシング１１６の内部に少なくとも部分的に配置される。別の用途では、ファン１０３は、ファンのブレードアセンブリを取り囲むケーシングが存在しない「オープンロータ（ｏｐｅｎ ｒｏｔｏｒ）」の一部分を形成することができる。

作動中、空気がファン１０３を通って軸方向に、エンジン１０１を貫通して延在する中心線の軸線１５に略平行である方向に流れ、圧縮された空気が高圧圧縮機１０５に供給される。非常に圧縮された空気は、燃焼器９０に搬送される。燃焼器９０からの高温ガス（図４に図示せず）が、タービン１５５および１５７を駆動する。タービン１５７は、シャフト１１４によってファン１０３を駆動し、同様にタービン１５５は、シャフト１１５によって圧縮機１０５を駆動する。代替の実施形態では、エンジン１０１は、別のタービン段（図４に図示せず）によって駆動され、中間圧圧縮機として当技術分野でときに公知である追加の圧縮機を含むことができる。

航空機システム５の作動中（図７に示す例示的な飛行プロファイル参照）、推進システム１００内のガスタービンエンジン１０１は、例えば、離陸（ｔａｋｅ ｏｆｆ）の間など、推進システムの作動の第１の選択された部分の間、第１の燃料１１を使用することができる。推進システム１００は、巡航（ｃｒｕｉｓｅ）中など、推進システムの作動の第２の選択された部分の間、例えばＬＮＧなどの第２の燃料１２を使用することができる。別法として、航空機システム５の作動の選択された部分の間、ガスタービンエンジン１０１は、第１の燃料１１および第２の燃料１２を両方とも同時に使用して、推進力を生成することができる。第１の燃料および第２の燃料の割合は、推進システムの様々な作動段階の間、適宜０％から１００％の間で変化させることができる。

本明細書で説明する航空機およびエンジンシステムは、２つの燃料を使用して作動することができ、一方の燃料は、例えばＬＮＧ（液化天然ガス）などの極低温燃料であり、他方の燃料は、Ｊｅｔ−Ａ，ＪＰ−８，ＪＰ−５または世界中で入手可能な類似の等級の燃料など、従来のケロシン系ジェット燃料とすることができる。

Ｊｅｔ−Ａ燃料システムは、Ｊｅｔ−Ａおよび極低温燃料／ＬＮＧを燃焼器に０〜１００％の割合で噴射することができる燃料ノズルを除いて、従来の航空機燃料システムに類似している。図１に示す実施形態では、ＬＮＧシステムは、燃料タンクを含み、それは、以下の特徴を選択的に含む。（ｉ）タンク内で規定の圧力を維持するために適切な逆止弁を含むベント管路、（ｉｉ）液体極低温燃料のためのドレイン管路、（ｉｉｉ）タンク内に存在する極低温（ＬＮＧ）燃料の温度、圧力および容積を見積もるための計量または他の測定能力、（ｉｖ）極低温（ＬＮＧ）タンク内または選択的にタンク外部に配置され、極低温（ＬＮＧ）燃料の圧力を増加させて、エンジンまで運搬するためのブーストポンプ、および（ｖ）タンクを無期限に極低温の温度に維持するための選択的なクライオクーラー（ｃｒｙｏ−ｃｏｏｌｅｒ）である。

燃料タンクは、好適には、大気圧で、またはその近傍で作動するが、０〜１００ｐｓｉｇの範囲内で作動することができる。燃料システムの代替の実施形態は、タンク圧力および温度を高くすることができる。タンクおよびブーストポンプからエンジンパイロンまで走る極低温（ＬＮＧ）燃料管路は、以下の特徴を含むことができる。（ｉ）一重または二重壁構造、（ｉｉ）真空断熱または低温伝導材料による断熱、および（ｉｉｉ）ＬＮＧタンクに熱を加えずに、ＬＮＧ流をタンクへ再循環させる選択的なクライオクーラーである。極低温（ＬＮＧ）燃料タンクは、従来のＪｅｔ−Ａ補助燃料タンクが既存のシステム上に配置される場所、例えば前方または後方の貨物倉の中など、航空機内に配置可能である。別法として、極低温（ＬＮＧ）燃料タンクは、中央翼タンクの位置に配置可能である。極低温（ＬＮＧ）燃料を利用する補助燃料タンクは、極低温（ＬＮＧ）燃料が長期間使用されない場合、それを取り外すことができるように、設計され得る。

高圧ポンプは、ガスタービン燃焼器の中に燃料を噴射するために十分なレベルまで極低温（ＬＮＧ）燃料の圧力を上昇させるために、パイロン内または機載エンジン上に配置され得る。ポンプは、極低温（ＬＮＧ）燃料の臨界圧（Ｐｃ）より高くＬＮＧ／極低温液体の圧力を上昇させる場合があり、またはそうしない場合がある。本明細書で「蒸発器」と呼ぶ熱交換器は、エンジン上またはエンジン近傍に取り付け可能であり、液化天然ガスに熱エネルギーを加えて、極低温（ＬＮＧ）燃料の温度を上昇させ、容積的に膨張させる。蒸発器からの熱（熱エネルギー）は、多くの供給源からもたらすことができる。これらには、限定しないが、（ｉ）ガスタービン排気、（ｉｉ）圧縮機中間冷却、（ｉｉｉ）高圧および／または低圧タービン間隙制御空気、（ｉｖ）ＬＰＴパイプ冷却寄生空気、（ｖ）ＨＰタービンからの冷却された冷却空気、（ｖｉ）潤滑油、または（ｖｉｉ）機内アビオニクスまたはエレクトロニクスが含まれる。熱交換器は様々な設計であることができ、シェル型、チューブ型、二重パイプ型、フィンプレート型などが含まれ、並流、逆流または横流の形態で流れることができる。熱交換は、上記に列挙する熱源と直接的または間接的に接触して発生することが可能である。

制御弁が、前述の蒸発器／熱交換器ユニットの下流に配置される。制御弁の目的は、ガスタービンエンジンの作動に関連する作動状態の範囲全体に亘って、規定のレベルに流れを計量して燃料マニホールドの中へ提供することである。制御弁の第２の目的は、極低温（ＬＮＧ）燃料の臨界圧より高くシステムの圧力を設定する背圧レギュレータとして働くことである。

燃料マニホールドは、制御弁の下流に配置され、ガスタービン燃料ノズルに気体燃料を均一に配給する働きをする。いくつかの実施形態では、マニホールドは、コアカウル区画または他の熱的環境から極低温／ＬＮＧ／天然ガス燃料に熱エネルギーを伝達する熱交換器として選択的に働くことができる。気体燃料システムが作動していない場合、圧縮空気（ＣＤＰ）を用いて燃料マニホールドをパージするために、燃料マニホールドと共にパージ用マニホールドシステムを選択的に採用することができる。これによって、円周方向の圧力変化による、気体燃料ノズル内へ高温ガス吸込みを防止することになる。選択的に、燃料ノズル内部または燃料ノズル近傍の逆止弁が、高温ガス吸込みを防止することができる。

本明細書で説明するシステムの例示的な実施形態は、以下のように作動可能である。極低温（ＬＮＧ）燃料は、約１５ｐｓｉａおよび約−２６５°Ｆでタンク内に配置される。極低温（ＬＮＧ）燃料は、航空機上に配置されたブーストポンプによって約３０ｐｓｉに上げられる。液体の極低温（ＬＮＧ）燃料は、断熱されて二重に取り囲まれた配管を経て翼を横切って航空機パイロンに流れ、パイロンで約１００〜１５００ｐｓｉａまで上げられて、天然ガス／メタンの臨界圧より高く、または低くすることができる。次いで極低温（ＬＮＧ）燃料は、蒸発器に送られ、そこで容積的に膨張して気体になる。蒸発器は、マッハ数および対応する圧力損失を低く維持するような寸法にすることができる。次いで気体の天然ガスは、制御弁を通って計量され、燃料マニホールドおよび燃料ノズルの中に提供され、そこで気体の天然ガスは、その他の点で標準的な航空用ガスタービンエンジンシステムの中で燃焼して、航空機に推力を提供する。サイクル状態が変化するにつれても、ブーストポンプ内の圧力（例えば約３０ｐｓｉ）およびＨＰポンプ内の圧力（例えば約１０００ｐｓｉ）が、概ね一定のレベルに維持される。流れは、絞り弁によって制御される。適切な寸法に形成された燃料ノズルと組み合わされて、流れの変化は、マニホールド内に許容可能であって、変化する圧力をもたらす。

例示的な航空機システム５は、推進システム１００の中で使用するために、１つまたは複数のタイプの燃料を貯蔵システム１０から搬送するための燃料搬送システムを含む。例えばケロシン系ジェット燃料など、従来の液体燃料のための、従来の燃料搬送システムが使用され得る。本明細書で説明し、図２および図３に概略的に示す例示的な燃料搬送システムは、航空機システム５のために極低温燃料搬送システム５０を備える。図２に示す例示的な燃料システム５０は、極低温液体燃料１１２を貯蔵することができる極低温燃料タンク１２２を備える。一実施形態では、極低温液体燃料１１２はＬＮＧである。他の代替の極低温液体燃料もまた使用可能である。例示的な燃料システム５０では、例えばＬＮＧなどの極低温液体燃料１１２は、第１の圧力「Ｐ１］である。圧力Ｐ１は、好適には、例えば１５ｐｓｉａなどの大気圧に近い。

例示的な燃料システム５０は、極低温燃料タンク１２２と流体連通しているブーストポンプ５２を含む。作動中、極低温燃料が二系統燃料推進システム１００の中で必要な場合、ブーストポンプ５２は、極低温液体燃料１１２の一部分を極低温燃料タンク１２２から取り出し、その圧力を第２の圧力「Ｐ２］に上昇させて、その極低温液体燃料１１２を航空機システム５の翼７の中に配置される翼供給導管５４の中に流入させる。圧力Ｐ２は、液体の極低温燃料が供給導管５４の中で流れる間、その液体状態（Ｌ）を維持するように選択される。圧力Ｐ２は、約３０ｐｓｉａ〜約４０ｐｓｉａの範囲とすることができる。公知の方法を使用するＬＮＧに関する分析に基づいて、３０ｐｓｉａが適切であると見出されている。ブーストポンプ５２は、航空機システム５の胴体６の中の適切な位置に配置され得る。別法として、ブーストポンプ５２は、極低温燃料タンク１２２の近傍に配置され得る。別の実施形態では、ブーストポンプ５２は、極低温燃料タンク１２２の内部に配置され得る。搬送中に極低温燃料の液体状態を実質的に維持するために、翼供給導管５４の少なくとも一部分が断熱される。いくつかの例示的な実施形態では、導管５４の少なくとも一部分が、二重壁構造を含む。導管５４およびブーストポンプ５２は、チタン、インコネル、アルミニウムまたは複合材料などの公知の材料を使用して作製され得る。

例示的な燃料システム５０は、翼供給導管５４と流体連通し、ブーストポンプ５２によって供給される極低温液体燃料１１２を受け取ることができる高圧ポンプ５８を含む。高圧ポンプ５８は、液体の極低温燃料（例えばＬＮＧなど）の圧力を推進システム１００の中に燃料を噴射するために十分である第３の圧力「Ｐ３」に上昇させる。圧力Ｐ３は、約１００ｐｓｉａ〜約１０００ｐｓｉａの範囲とすることができる。高圧ポンプ５８は、航空機システム５または推進システム１００の中の適切な位置に配置され得る。高圧ポンプ５８は、好適には推進システム１００を支持する航空機システム５のパイロン５５の中に配置される。

図２に示すように、例示的な燃料システム５０は、極低温液体燃料１１２を気体（Ｇ：ｇａｓｅｏｕｓ）燃料１３に変化させるために蒸発器６０を含む。蒸発器６０は、高圧の極低温液体燃料を受け取り、極低温液体燃料（例えばＬＮＧなど）に熱（熱エネルギー）を加え、その温度を上昇させ、容積式にそれを膨張させる。熱（熱エネルギー）は、推進システム１００の中の１つまたは複数の供給源から供給され得る。例えば、蒸発器内で極低温液体燃料を気化させるための熱は、例えば、ガスタービン排気９９、圧縮機１０５、高圧タービン１５５、低圧タービン１５７、ファンバイパス１０７、タービン冷却空気、エンジン内の潤滑油、航空機システムアビオニクス／エレクトロニクス、または推進システム１００の中の任意の熱源など、１つまたは複数のいくつかの供給源から供給され得る。蒸発器６０の中で熱交換が発生するので、蒸発器６０は、その代わりに熱交換器と呼ぶことができる。蒸発器６０の熱交換器部分は、シェル型およびチューブ型熱交換器、または二重パイプ型熱交換器、またはフィンアンドプレート型熱交換器を含むことができる。蒸発器内の高温流体および低温流体は、並流または逆流、または横流の流れタイプとすることができる。蒸発器内の高温流体と低温流体との間の熱交換は、壁を通して直接的に、または中間作動流体を使用して間接的に発生することができる。

極低温燃料搬送システム５０は、蒸発器６０およびマニホールド７０と流体連通している流れ絞り弁６５（「ＦＭＶ」（ｆｌｏｗ ｍｅｔｅｒｉｎｇ ｖａｌｖｅ）であり、制御弁とも呼ばれる）を備える。流れ絞り弁６５が、前述の蒸発器／熱交換器ユニットの下流に配置される。ＦＭＶ（制御弁）の目的は、ガスタービンエンジンの作動に関連する作動状態の範囲に亘って、燃料流量を規定のレベルに計量して燃料マニホールド７０の中に提供することである。制御弁の第２の目的は、ＬＮＧなどの極低温燃料の臨界圧より高くシステムの圧力を設定する背圧レギュレータとして働くことである。流れ絞り弁６５は、蒸発器から供給される気体燃料１３を受け取り、その圧力を第４の圧力「Ｐ４」に低下させる。マニホールド７０は、気体燃料１３を受け取り、それをガスタービンエンジン１０１の中の燃料ノズル８０に配給することができる。好適な実施形態では、蒸発器６０は、極低温液体燃料１１２を実質的に一定の圧力である気体燃料１３に変化させる。図２ａは、搬送システム５０の中の様々な点で、燃料の状態および圧力を概略的に示す。

極低温燃料搬送システム５０は、ガスタービンエンジン１０１の中に配置された複数の燃料ノズル８０を更に備える。燃料ノズル８０は、燃焼のために気体燃料１３を燃焼器９０の中に搬送する。燃料マニホールド７０は、制御弁６５の下流に配置され、気体燃料１３をガスタービン燃料ノズル８０に均一に配給する働きをする。いくつかの実施形態では、マニホールド７０は、選択的に、推進システムのコアカウル区画または他の熱的な環境からＬＮＧ／天然ガス燃料に熱エネルギーを伝達する熱交換器として働く。一実施形態では、燃料ノズル８０は、従来の液体燃料（従来のケロシン系液体燃料など）またはＬＮＧなどの極低温液体燃料から蒸発器によって生成される気体燃料１３を選択的に受け取るように構成される。別の実施形態では、燃料ノズル８０は、液体燃料および気体燃料１３を選択的に受け取るように構成され、気体燃料１３および液体燃料を燃焼器９０に供給して２つのタイプの燃料の共に燃焼させることを促進するように構成されている。別の実施形態では、ガスタービンエンジン１０１は、複数の燃料ノズル８０を備え、燃料ノズル８０のいくつかが液体燃料を受け取るように構成され、燃料ノズル８０のいくつかが気体燃料１３を受け取るように構成され、燃焼器９０内で燃焼させるために適切に配置される。

本発明の別の実施形態では、ガスタービンエンジン１０１内の燃料マニホールド７０は、気体燃料システムが作動していない場合、エンジンからの圧縮機空気または他の空気を用いて燃料マニホールドをパージするために、選択的なパージ用マニホールドシステムを備える。これによって、燃焼器９０内の円周方向の圧力変化に起因する、気体燃料ノズル内への高温ガス吸込みを防止することになる。選択的に、燃料ノズル内部または燃料ノズル近傍の逆止弁が、燃料ノズルまたはマニホールド内への高温ガスの吸込みを防止するために使用可能である。

極低温液体燃料としてＬＮＧを使用する、本明細書で説明する例示的な二系統燃料ガスタービンの推進システムを以下に説明する。ＬＮＧは、タンク２２、１２２の中に１５ｐｓｉａおよび−２６５°Ｆで配置される。ＬＮＧは、航空機上に配置されたブーストポンプ５２によって約３０ｐｓｉに上げられる。液体ＬＮＧは、断熱された二重壁の導管５４を経て翼７を横切り、航空機パイロン５５に流れ、パイロン５５で約１００〜１５００ｐｓｉａに上げられ、天然ガス／メタンの臨界圧力より高く、または低くすることができる。次いで液化天然ガスは、蒸発器６０に送られ、そこで容積的に膨張して気体になる。蒸発器６０は、マッハ数および対応する圧力損失を低く維持するような寸法に形成される。次いで気体天然ガスは、制御弁６５によって計量され、燃料マニホールド７０および燃料ノズル８０の中に提供され、気体天然ガスは、二系統燃料航空機ガスタービンシステム１００、１０１の中で燃焼して、航空機システム５に推力を提供する。サイクル状態が変化するにつれても、ブーストポンプ内の圧力（３０ｐｓｉａ）およびＨＰポンプ５８内の圧力（１０００ｐｓｉ）が概ね一定のレベルに維持される。流れは、絞り弁６５によって制御される。適切な寸法に形成された燃料ノズルと組み合わされて、流れの変化は、マニホールド内に許容可能であって、変化する圧力をもたらす。

二系統燃料システムは、ケロシン系燃料（Ｊｅｔ−Ａ、ＪＰ−８、ＪＰ−５など）および極低温燃料（例えばＬＮＧ）向けの並列の燃料搬送システムからなる。ケロシン燃料搬送は、燃焼器燃料ノズルを除いて現在の設計と実質的に変わらず、その燃料ノズルはケロシンおよび天然ガスを任意の割合で共に燃焼させるように設計される。図２に示すように、極低温燃料（例えばＬＮＧ）燃料搬送システムは、以下の特徴からなる。（Ａ）極低温燃料（例えばＬＮＧ）およびＪｅｔ−Ａを０〜１００％の範囲の任意の割合で使用することができる二系統燃料ノズルおよび燃焼システム。（Ｂ）熱交換器としても働き、極低温燃料（例えばＬＮＧ）を加熱して気体または超臨界流体にする燃料マニホールドおよび搬送システム。マニホールドシステムは、同時に、均一の態様で燃焼器燃料ノズルに燃料を搬送し、取り囲むコアカウル、排気システムまたは他の熱源から熱を吸収し、別個の熱交換の必要をなくし、または最小限にする。（Ｃ）液体状態の極低温燃料（例えばＬＮＧ）を臨界圧より高い、または低い圧力に上げ、任意の複数の供給源から熱を加える燃料システム。（Ｄ）極低温燃料（例えばＬＮＧ）燃料タンクの中に沈められる低圧のクライオポンプ（選択的に燃料タンクの外側に配置される）。（Ｅ）航空機パイロン、または選択的に機内エンジンまたはナセル上に配置されて、極低温燃料（例えばＬＮＧ）の臨界圧より高い圧力に上げるための高圧クライオポンプ。（Ｆ）気体燃料システムが作動していない場合、燃料マニホールドと共に選択的に使用して、圧縮機のＣＤＰ空気を用いて燃料マニホールドをパージすることができるパージマニホールドシステム。これによって、円周方向の圧力変化による、気体燃料ノズル内へ高温ガス吸込みを防止することになる。選択的に、燃料ノズル内部または燃料ノズル近傍の逆止弁が、高温ガス吸込みを防止することができる。（Ｇ）タンクおよびブーストポンプからエンジンパイロンに走る極低温燃料（例えばＬＮＧ）管路が、以下の特徴を含む。（１）一重または二重壁構造。（２）真空断熱または選択的にエアロゲルなどの低い熱伝導性の断熱材料。（３）極低温燃料（例えばＬＮＧ）タンクに熱を加えずに、極低温燃料（例えばＬＮＧ）流をタンクへ再循環させるための選択的なクライオクーラー。（Ｈ）パイロンまたは機内エンジン上に配置される高圧ポンプ。このポンプは、天然ガス燃料をガスタービン燃焼器の中に噴射するために十分なレベルまで極低温燃料（例えばＬＮＧ）の圧力を上昇させる。ポンプは、極低温燃料（例えばＬＮＧ）の臨界圧（Ｐｃ）より高く極低温燃料（例えばＬＮＧ）の圧力を上昇させる場合があり、またはそうしない場合がある。

ＩＩＩ．燃料貯蔵システム
図１に示す例示的な航空機システム５は、極低温燃料を貯蔵するために、例えば図３に示すような極低温燃料貯蔵システム１０を備える。例示的な極低温燃料貯蔵システム１０は、例えばＬＮＧなどの極低温液体燃料１２を貯蔵することができる貯蔵容積２４を形成する第１の壁２３を含む極低温燃料タンク２２、１２２を備える。図３に概略的に示すように、例示的な極低温燃料貯蔵システム１０は、極低温液体燃料１２を貯蔵容積２４の中に流入させることができる流入システム３２、および極低温液体燃料１２を極低温燃料貯蔵システム１０から搬送するように適合された流出システム３０を含む。極低温燃料貯蔵システム１０は、貯蔵容積２４内の極低温液体燃料１２から気体燃料１９（貯蔵中に形成され得る）の少なくとも一部分を取り出すことができるベントシステム４０を更に備える。

図３に示す例示的な極低温燃料貯蔵システム１０は、未使用の気体燃料１９の少なくとも一部分２９を極低温燃料タンク２２の中に戻すように適合された再利用システム３４を更に備える。一実施形態では、再利用システム３４は、極低温燃料タンク２２、１２２の中に未使用の気体燃料１９を戻す前に、その一部分２９を冷却するクライオクーラー４２を備える。クライオクーラー４２の作動の例示的な作動は以下の通りである。例示的な実施形態では、燃料タンクからのボイルオフ（ｂｏｉｌ ｏｆｆ）は、クライオクーラーとしても公知の逆ランキン冷凍（ｒｅｖｅｒｓｅ Ｒａｎｋｉｎｅ ｒｅｆｒｉｇｅｒａｔｉｏｎ）システムを使用して再冷却され得る。クライオクーラーは、航空機システム５上の利用できる任意のシステムからもたらされる電力によって、または搭乗ゲートで駐機中に利用できる可能性がある地上ベースの電力システムなど、地上ベースの電力システムによって給電することができる。クライオクーラーシステムは、二系統燃料の航空機ガスタービンエンジン１０１で共に燃焼させて移行中に、燃料システム内で天然ガスを再液化するためにも使用可能である。

燃料貯蔵システム１０は、極低温燃料タンク２２内に形成され得る任意の高圧気体をベントするように適合された安全リリースシステム４５を更に備えることができる。図３に概略的に示す、一例示的実施形態では、安全リリースシステム４５は第１の壁２３の一部分を形成する破裂板４６を備える。破裂板４６は、燃料タンク２２内部で過圧力の場合に、任意の高圧気体を吹き飛ばし、放出する公知の方法を使用して設計された安全性形態である。

極低温燃料タンク２２は、一重の壁構造または多重の壁構造を含むことができる。例えば、極低温燃料タンク２２は、実質的に第１の壁２３を取り囲む第２の壁２５を更に含むことができる（例えば図３参照）。タンクの一実施形態では、タンクを断熱してタンク壁を横切る熱流量を減少させるために、第１の壁２３と第２の壁２５との間にギャップ２６が存在する。一例示的実施形態では、第１の壁２３と第２の壁２５との間のギャップ２６の中に真空が存在する。真空は、真空ポンプ２８によって生成され、維持されることができる。別法として、タンクのために断熱を提供するために、第１の壁２３と第２の壁２５との間のギャップ２６は、例えばエアロゲルなど、公知の断熱材料２７で実質的に充填され得る。他の適切な断熱材料を使用することができる。タンク内の液体の移動を制御するために、バッフル１７を含むことができる。

図３に示す極低温燃料貯蔵システム１０は、搬送ポンプ３１を含む流出システム３０を備える。搬送ポンプは、タンク２２近傍の都合の良い位置に配置され得る。極低温燃料への熱伝達を減少させるために、図３に概略的に示すように、極低温燃料タンク２２内に搬送ポンプ３１を配置することが好適である可能性がある。ベントシステム４０は、燃料タンク２２内で形成され得る任意の気体をベントする。これらのベントされた気体は、航空機システム５内でいくつかの有益な方法で利用され得る。これらのいくつかを図３に概略的に示す。例えば、気体燃料１９の少なくとも一部分が、冷却またはエンジン内の燃焼のために、航空機推進システム１００に供給され得る。別の実施形態では、ベントシステム４０は、気体燃料１９の少なくとも一部分をバーナに供給し、更に、バーナから燃焼生成物を航空機システム５の外側に安全にベントする。別の実施形態では、ベントシステム４０は、補助電力を航空機システム５に供給する補助パワーユニット１８０に気体燃料１９の少なくとも一部分を供給する。別の実施形態では、ベントシステム４０は、電力を生成する燃料電池１８２に気体燃料１９の少なくとも一部分を供給する。別の実施形態では、ベントシステム４０は、極低温燃料タンク２２の外側に気体燃料１９の少なくとも部分を放出する。

燃料貯蔵システムの例示的な作動、燃料タンクを含むその構成要素、ならびに例示的なサブシステムおよび構成要素を以下に説明する。

天然ガスは、概ね約−２６０°Ｆの温度および大気圧である液体状態（ＬＮＧ）で存在する。旅客、貨物、軍用または汎用航空機の機上にこれらの温度および圧力を維持するために、以下に識別される特徴が、選択された組合せで、ＬＮＧの安全で、効率的な、および費用効果の高い貯蔵をもたらす。図３を参照すると、これらは以下を含む。

（Ａ）限定しないが、アルミニウムＡＬ５４５６および強度がより高いアルミニウムＡＬ５０８６または他の適切な合金など、合金から製造される燃料タンク２１、２２。

（Ｂ）軽量複合材料から製造される燃料タンク２１、２２。

（Ｃ）断熱を向上し、ＬＮＧ流体への熱流量を減少させるために、二重壁の真空機能を含む上記のタンク２１、２２。二重壁タンクは、一次タンクが破裂するという稀な場合に、安全閉じ込め装置としても機能する。

（Ｄ）環境からＬＮＧタンクおよびその内容物への熱流量を最小にするために、例えばエアロゲルなどの軽量断熱２７を利用する上記のいずれかの代替実施形態。エアロゲル断熱材は、二重壁タンク設計に加えて、またはその代わりに使用され得る。

（Ｅ）二重壁タンク間のスペースを能動的に排出するために設計された選択的な真空ポンプ２８。ポンプは、ＬＮＧボイルオフ燃料、ＬＮＧ、Ｊｅｔ−Ａ、電力または航空機に利用できる任意の他の動力源から作動することができる。

（Ｆ）ＬＮＧ流体への熱伝達を減少させるために、一次タンク内に沈められたクライオポンプ３１を含むＬＮＧタンク。

（Ｇ）正常状態または非常時の状態下で、タンクからＬＮＧを除去することができる１つまたは複数のドレイン管路３６を含むＬＮＧタンク。ＬＮＧドレイン管路３６は、ＬＮＧの重力水頭による排出速度を超えて除去速度を増加させるために、適切なクライオポンプに結合される。

（Ｈ）外部環境から熱を吸収することによって形成された、気体の天然ガスを取り出すために、１つまたは複数のベント管路４１を含むＬＮＧタンク。このベント管路４１システムは、１方向リリーフ弁または背圧弁３９を使用することによって、タンクを所望の圧力に維持する。

（Ｉ）過圧状況が発生した場合、主ベント管路に対する並列の安全リリースシステム４５を含むＬＮＧタンク。バーストディスク（ｂｕｒｓｔ ｄｉｓｋ）が、代替機能または並列機能４６である。リリースベントが、気体燃料を機外に導くことになろう。

（Ｊ）上記の設計特徴のいくつかまたはすべてを含むＬＮＧ燃料タンクであって、その形状は、市販されている航空機で設計され、使用され得るような標準的Ｊｅｔ−Ａ補助燃料タンクに関連する既存のエンベロープに一致するように設計される。

（Ｋ）上記の特徴のいくつかまたはすべてを含むＬＮＧ燃料タンクであって、その形状は、市販されている航空機で見られるようなものなど、従来の旅客機および貨物航空機の下部貨物倉内部に一致し、嵌合するように設計される。

（Ｌ）ＬＮＧ、タンクおよび構造上の要素を適切に断熱するための、既存の、または新しい航空機の中央翼タンク２２に対する修正形態。

ベントおよびボイルオフのシステムは、公知の方法を使用して設計される。ＬＮＧのボイルオフは、エネルギーを吸収し、タンクおよびその内容物を冷却する蒸発工程である。ＬＮＧのボイルオフは、様々な異なる工程によって利用され、および／または消費されることができ、いくつかの場合には航空機システムに有益な仕事を提供し、またある場合には、より環境上に許容可能な設計として単に燃料を燃焼させる。例えば、ＬＮＧタンクからのベント気体は、主にメタンからなり、以下の任意のまたはすべての組合せのために使用される。

（Ａ）航空機のＡＰＵ（Ａｕｘｉｌｉａｒｙ Ｐｏｗｅｒ Ｕｎｉｔ：補助パワーユニット）１８０に至る経路を定めるステップ。図３に示すように、タンクからの気体のベント管路は、燃焼器中で使用するために、直列で、または並列で補助パワーユニットに至る経路を定められる。ＡＰＵは、民間用および軍用の航空機上で通常見られる既存のＡＰＵ、または天然ガスのボイルオフを有益な電気的、および／または機械的パワーに変換するために専用の別個のＡＰＵとすることができる。ボイルオフの天然ガスの圧縮機が、ＡＰＵ中で利用するために必要な適切な圧力まで、天然ガスを圧縮するために利用される。次いで、ＡＰＵは、エンジンまたはＡ／Ｃ上の任意のシステムに電力を提供する。

（Ｂ）１つまたは複数の航空機ガスタービンエンジン１０１に至る経路を定めるステップ。図３に示すように、ＬＮＧ燃料タンクからの天然ガスのベント管路は、主ガスタービンエンジン１０１の１つまたは複数に至る経路を定められ、作動中、追加の燃料源をエンジンにもたらす。天然ガスの圧縮機が、航空機ガスタービンエンジン内で利用するために必要な適切な圧力にベント気体を上げるために利用される。

（Ｃ）燃やされるステップ。図３に示すように、タンクからの天然ガスのベント管路は、それ自体の電気的な火花点火システムを備える専用の小さいベント燃焼器１９０に至る経路を定められる。このようにして、メタンガスは大気に放出されない。燃焼生成物は排出され、それによって、環境上より許容可能なシステムをもたらすことになる。

（Ｄ）通気されるステップ。図３に示すように、タンクからの天然ガスのベント管路は、航空機ガスタービンの１つまたは複数の排気ダクトに至る経路を定められる。別法として、ベント管路は、ＡＰＵ排気ダクト、または航空機の任意の後縁への別個の専用の管路に至る経路を定められることが可能である。天然ガスは、１つまたは複数のこれらの場所Ｖで、大気中に適切に排出することができる。

（Ｅ）地上作動。図３に示すように、地上作動の間、ベント管路４１が、地上支援装置に取り付けられるように、任意のシステムを設計することができ、地上支援装置は、天然ガスのボイルオフを集めて、任意の地上ベースのシステム中でそれを利用する。ベントは、地上支援装置を用いて燃料を補給する操作中にもまた、行うことができ、地上支援装置は、同時に流入システム３２を使用して航空機のＬＮＧタンクの中に燃料を注入し、かつベントガスを捕捉して再使用することができる（同時に起こるベントおよび燃料補給は、図３で（Ｓ）と示す）。

ＩＶ．推進（エンジン）システム
図４に、極低温液体燃料１１２を使用して推進力を生成することができるガスタービンエンジン１０１を備える、例示的な二系統燃料の推進システム１００を示す。ガスタービンエンジン１０１は、高圧タービン１５５によって駆動される圧縮機１０５と、燃料を燃焼させ、高圧タービン１５５を駆動する高温ガスを発生する燃焼器９０とを含む。燃焼器９０は、ケロシン系燃料など、従来の液体燃料を燃焼させることができる。燃焼器９０は、例えば蒸発器６０などによって燃焼させるために適切に準備された、例えばＬＮＧなどの極低温燃料を燃焼させることも可能である。図４に、極低温液体燃料１１２を気体燃料１３に変化させることができる蒸発器６０を概略的に示す。二系統燃料の推進システム１００のガスタービンエンジン１０１は、点火するために気体燃料１３を燃焼器９０に供給する燃料ノズル８０を更に含む。一例示的実施形態では、使用される極低温液体燃料１１２は、液化天然ガス（ＬＮＧ）である。ターボファンタイプの二系統燃料の推進システム１００（例えば図４に示す）では、ガスタービンエンジン１０１は、高圧圧縮機１０５から軸方向で前方に配置されるファン１０３を含む。ブースタ１０４（図４に示す）は、ファン１０３と高圧圧縮機１０５との間で軸方向に配置され、ファンおよびブースタは、低圧タービン１５７によって駆動される。別の実施形態では、二系統燃料の推進システム１００のガスタービンエンジン１０１は、中間圧タービンによって駆動される中間圧圧縮機を含むことができる（両方とも、図４に図示せず）。ブースタ１０４（または中間圧圧縮機）は、圧縮機１０５に入る空気の圧力を上昇させ、圧縮機１０５による高い圧力比の発生を促進する。図４に示す例示的な実施形態では、ファンおよびブースタは、低圧タービン１５７によって駆動され、高圧圧縮機は、高圧タービン１５５によって駆動される。

蒸発器６０は、図４に概略的に示され、エンジン１０１上に、またはその近傍に取り付けられる。蒸発器６０の機能の１つは、液化天然ガス（ＬＮＧ）燃料などの極低温燃料に熱エネルギーを加えて、その温度を上昇させることである。この文脈では、蒸発器は、熱交換器として機能する。蒸発器６０の別の機能は、液化天然ガス（ＬＮＧ）燃料などの極低温燃料を容積的に膨張させて、その後で燃焼させるために気体の形態にすることである。蒸発器６０中で使用するための熱（熱エネルギー）は、推進システム１００および航空機システム５の中の多くの供給源の１つまたは複数からもたらすことができる。これらは、限定しないが、（ｉ）ガスタービン排気、（ｉｉ）圧縮機中間冷却、（ｉｉｉ）高圧および／または低圧タービンのクリアランス制御空気、（ｉｖ）ＬＰＴパイプ冷却寄生空気、（ｖ）高圧および／または低圧のタービン内で使用される冷却空気、（ｖｉ）潤滑油、および（ｖｉｉ）機上のアビオニクス、航空機システム５中のエレクトロニクスを含む。蒸発器のための熱は、圧縮機１０５、ブースタ１０４、中間圧圧縮機（図示せず）および／またはファンバイパス空気流１０７（図４参照）から更に供給することができる。図５に、圧縮機１０５からの排出空気の一部分を使用する例示的実施形態を示す。圧縮機排出空気２の一部分は、図５のアイテム３によって示すように、抽気されて蒸発器６０に送られる。例えばＬＮＧなどの極低温液体燃料１２は、蒸発器６０に入り、空気流３からの熱が、極低温液体燃料１２に伝達される。一例示的実施形態では、加熱された極低温燃料は、更に膨張して、本明細書で上記に説明したように、蒸発器６０中で気体燃料１３を生成する。次いで、気体燃料１３は、燃料ノズル８０を使用して燃焼器９０の中に導入される（図５参照）。蒸発器から出た冷却された空気流４は、燃焼器９０の構造および／または高圧タービン１５５の構造など、他のエンジン構成要素を冷却するために使用することができる。蒸発器６０の中の熱交換器部分は、例えばシェル型およびチューブ型、二重パイプ型、および／またはフィンプレート型など、公知の設計であることができる。蒸発器６０の中の燃料１１２の流れ方向および加熱流体９６の方向は（図４参照）、並流の方向、逆流の方向であることができ、またはそれらは、極低温燃料と加熱流体との間の効率的な熱交換を促進するために、横流の形態で流れることができる。

蒸発器６０の中の熱交換は、極低温燃料と加熱流体の間で金属製壁を介して直接的な形態で発生することができる。図５に、蒸発器６０の中の直接熱交換器を概略的に示す。図６ａに、ガスタービンエンジン１０１の排気ガス９９の一部分９７を使用して極低温液体燃料１１２を加熱する例示的な直接熱交換器６３を概略的に示す。別法として、蒸発器６０の中の熱交換は、極低温燃料と上記に列挙した加熱源との間で、中間の加熱流体を使用して間接的な態様で発生することができる。図６ｂに、中間の加熱流体６８を使用して極低温液体燃料１１２を加熱する間接熱交換器６４を使用する例示的な蒸発器６０を示す。図６ｂに示す、そのような間接熱交換器では、中間の加熱流体６８は、ガスタービンエンジン１０１からの排気ガス９９の一部分９７によって加熱される。次いで、中間の加熱流体６８からの熱は、極低温液体燃料１１２に伝達される。図６ｃに、蒸発器６０中で使用される間接交換器の別の実施形態を示す。この代替実施形態では、中間の加熱流体６８は、ガスタービンエンジン１０１のファンバイパス流１０７の一部分によって、ならびにエンジン排気ガス９９の一部分９７によって加熱される。次いで、中間の加熱流体６８は、極低温液体燃料１１２を加熱する。制御弁３８が、流れの間での相互的な熱交換を制御するために使用される。

（Ｖ）二系統燃料の航空機システムを作動する方法
二系統燃料の推進システム１００を使用する航空機システム５の作動の例示の方法は、図７に概略的に示す例示的な飛行ミッションのプロファイルに関連して、以下に説明する。図７に概略的に示す例示的な飛行ミッションのプロファイルは、文字記号Ａ−Ｂ−Ｃ−Ｄ−Ｅ−…−Ｘ−Ｙなどによって識別される飛行ミッションの様々な部分の間のエンジンパワー設定を示す。例えば、Ａ−Ｂはスタートを表し、Ｂ−Ｃは地上アイドリング状態を示し、Ｇ−Ｈは離陸を示し、Ｔ−ＬおよびＯ−Ｐは巡航を示すなどである。航空機システム５の作動中（図７に示す例示的な飛行プロファイル１２０参照）、推進システム１００内のガスタービンエンジン１０１は、例えば、離陸の間など、推進システムの作動の第１の選択された部分の間、第１の燃料１１を使用することができる。推進システム１００は、巡航中など、推進システムの作動の第２の選択された部分の間、例えばＬＮＧなどの第２の燃料１２を使用することができる。別法として、航空機システム５の作動の選択された部分の間、ガスタービンエンジン１０１は、第１の燃料１１および第２の燃料１２を両方とも同時に使用して、推進力を生成することができる。第１の燃料および第２の燃料の割合は、二系統燃料の推進システム１００の様々な作動段階の間、適宜０％から１００％の間で変化させることができる。

二系統燃料のガスタービンエンジン１０１を使用して二系統燃料の推進システム１００を作動する例示的な方法は、エンジン１０１内でガスタービンを駆動する高温ガスを生成する燃焼器９０の中で第１の燃料１１を燃焼させることによって、航空機エンジン１０１をスタートさせるステップ（図７のＡ−Ｂ参照）を含む。第１の燃料１１は、ケロシン系ジェット燃料など、公知のタイプの液体燃料とすることができる。エンジン１０１は、スタートされたとき、例えば極低温燃料などの第２の燃料を気化させるために使用することができる十分高温のガスを生成することができる。次いで、第２の燃料１２は、蒸発器６０内の熱を使用して気化されて、気体燃料１３を形成する。第２の燃料は、例えばＬＮＧなどの極低温液体燃料１１２とすることができる。例示的な蒸発器６０の作動は、本明細書で上記に説明されている。次いで、気体燃料１３は、燃料ノズル８０を使用してエンジン１０１の燃焼器９０の中に導入され、気体燃料１３は、燃焼器９０内で燃焼し、燃焼器９０は、エンジン内のガスタービンを駆動する高温ガスを発生する。燃焼器の中に導入される第２の燃料の量は、流れ絞り弁６５を使用して制御することができる。例示的な方法は、航空機エンジンをスタートさせた後、所望であれば、第１の燃料１１の供給を停止するステップを更に含む。

二系統燃料の航空機ガスタービンエンジン１０１を作動する例示的な方法では、第２の燃料１２を気化させるステップは、エンジン１０１内の熱源から抽出される高温ガスからの熱を使用して実施することができる。上記に説明したように、本方法の一実施形態では、高温ガスは、エンジン内の圧縮機１０５からの圧縮空気とすることができる（例えば、図５に示すように）。本方法の別の実施形態では、高温ガスは、排気ノズル９８またはエンジンの排気流９９から供給される（例えば、図６ａに示すように）。

二系統燃料の航空機エンジン１０１を作動する例示的な方法は、例えば図７に示すようなものなど、飛行プロファイル１２０の選択された部分の間、第１の燃料１１および第２の燃料１２の選択された割合を使用して、ガスタービンエンジン１０１を駆動する高温ガスを生成するステップを、選択的に含むことができる。第２の燃料１２は、例えば液化天然ガス（ＬＮＧ）など、極低温液体燃料１１２とすることができる。上記の方法では、飛行プロファイル１２０（図７参照）の異なる部分の間、第１の燃料１１および第２の燃料１２の割合を変化させるステップを、経済的および効率的な形態で航空機システムを作動するために有利であるように使用することができる。例えば、これは、第２の燃料１２のコストが第１の燃料１１のコストより低い状況で可能である。このことは、例えば、第２の燃料１２としてＬＮＧを使用し、第１の燃料１１としてＪｅｔ−Ａ燃料などのケロシン系液体燃料を使用する間に当てはまる可能性がある。二系統燃料の航空機エンジン１０１を作動する例示的な方法では、使用される第２の燃料１２の量対使用される第１の燃料の量の割合（比）は、飛行ミッションの部分に依存して約０％と１００％との間で変化させることができる。例えば、一例示的な方法では、使用されるより安価な第２の燃料（ＬＮＧなど）対使用されるケロシン系燃料の割合は、燃料のコストを最小にするために、飛行プロファイルの巡航部分の間、約１００％である。別の例示的な作動する方法では、第２の燃料の割合は、はるかに高い推力レベルが必要である飛行プロファイルの離陸部分の間、約５０％である。

上記に説明する二系統燃料の航空機エンジン１０１を作動する例示的な方法は、制御システム１３０を使用して、燃焼器９０の中に導入される第１の燃料１１および第２の燃料１２の量を制御するステップを更に含むことができる。例示的な制御システム１３０は、図４に概略的に示されている。制御システム１３０は、燃焼器９０に導入される第１の燃料１１の量を制御するために、制御信号１３１（Ｓ１）を制御弁１３５に送る。制御システム１３０は、燃焼器９０に導入される第２の燃料１２の量を制御するために、更に別の制御信号１３２（Ｓ２）を制御弁６５に送る。使用される第１の燃料１１と第２の燃料１２の割合は、制御器１３４によって０％と１００％との間で変化可能であり、制御器１３４は、飛行プロファイル１２０の異なる飛行セグメントの間、必要に応じて、割合を変化させるようにプログラムされる。制御システム１３０は、例えばファン速度または圧縮機速度あるいは他の適切なエンジン作動パラメータに基づく、フィードバック信号１３３を更に受信することができる。一例示的な方法では、制御システムは、例えばＦｕｌｌ Ａｕｔｈｏｒｉｔｙ Ｄｉｇｉｔａｌ Ｅｌｅｃｔｒｏｎｉｃ Ｃｏｎｔｒｏｌ（ＦＡＤＥＣ）３５７など、エンジン制御システムの一部分であってよい。別の例示的な方法では、機械的、または油圧機械式エンジン制御システムが、制御システムの部分またはそのすべてを形成することができる。

制御システム１３０、３５７のアーキテクチャおよび戦略は、航空機システム５の経済的な作動を達成するために、適切に設計される。ブーストポンプ５２および高圧ポンプ５８への制御システムのフィードバックは、エンジンのＦＡＤＥＣ３５７を介して達成可能であり、または、様々な利用できるデータバスを通じてエンジンのＦＡＤＥＣおよび航空機システム５の制御システムと選択的に通信することができる別個の制御システムを備える分散コンピューティングによって達成可能である。

例えば図４に示すアイテム１３０などの制御システムは、安全のためにポンプ５２、５８の速度および出力を変化させて、翼７を横切る規定された圧力を維持し（例えば、約３０〜４０ｐｓｉで）、更に高圧ポンプ５８の下流の差圧を維持して、ＬＮＧの臨界点より高くシステム圧力を維持し（例えば、約１００〜１５００ｐｓｉで）、二相流を防止し、更に高い圧力および燃料密度での作動によってＬＮＧ燃料搬送システムの容積および重量を減少させることができる。

例示的な制御システム１３０、３５７では、制御システムのソフトウェアは、任意またはすべての以下のロジックを含むことができる。（Ａ）離陸時および／または高い圧縮機排気温度（Ｔ３）および／またはタービン入口温度（Ｔ４１）でのエンベロープの中の他の点で、例えばＬＮＧなどの極低温燃料の使用を最大にする制御システムの戦略。（Ｂ）燃料コストを最小にするために、ミッション時、例えばＬＮＧなどの極低温燃料の使用を最大にする制御システムの戦略。（Ｃ）高度での再点火のためだけに、例えばＪｅｔ−Ａなどの第１の燃料に再点火する制御システム１３０、３５７。（Ｄ）デフォルト設定としてのみ、従来のＪｅｔ−Ａによってグラウンドスタートを実施する制御システム１３０、３５７。（Ｅ）任意の通常の操縦でない間のみ、デフォルトでＪｅｔ−Ａとなる制御システム１３０、３５７。（Ｆ）任意の割合で、従来の燃料（Ｊｅｔ−Ａのような）、または例えばＬＮＧなどの極低温燃料を手動（パイロット指示）によって選択することを可能にする制御システム１３０、３５７。（Ｇ）すべての迅速な加速および減速のために、従来の燃料（Ｊｅｔ−Ａのような）を１００％利用する制御システム１３０、３５７。

航空機の推進のために、液化天然ガス（ＬＮＧ）燃料への業務上および軍事上の関心が高い。燃焼の前に、ＬＮＧ燃料は、ガスに変換され、または気化されなければならない。図８は、ファン５０２、低圧圧縮機５０４、高圧圧縮機５０６、燃焼室５０８、高圧タービン５１０および低圧タービン５１２を含むターボファンエンジン５００を示す。ＬＮＧは、ポンプ５２２によってＬＮＧ貯蔵器５２０から燃焼室５０８に供給され得る。蒸発器熱交換器５３０を備えることができ、蒸発器熱交換器５３０は、ＬＮＧを気化するためにターボファンエンジン５００から廃熱を利用する、排気取入れ型強制対流熱交換器であることができる。蒸発器熱交換器５３０は、任意の適切なタイプとすることができ、任意の適切な位置に配置可能であり、排気流の中に浸漬すること、またはタービンエンジンの排気流路の壁上に取り付けることが含まれる。単一であるが、効果的な蒸発器５３０は、らせん状に作製され、低圧タービン５１２の下流の排気環の中に取り付けられた直径１インチの管を含むことができる。

排気熱を使用するこの型の、または任意のＬＮＧ蒸発器の困難な点の１つは、燃料流量制御弁５３２および燃料ノズル５３４に搬送されるガスの温度を制御することである。蒸発器５３０を出る天然ガスの温度は、ＬＮＧ流量と排気ガス温度との関数である。低流量は高い天然ガス温度をもたらし、高流量は低い天然ガス温度をもたらす。ＬＮＧが非常に高温である場合、ＬＮＧは、燃料流量制御弁５３２および／または燃料ノズル５３４の熱的損傷の原因になり、または二系統燃料ノズル内でコークス蓄積の原因となる場合がある。

ＬＮＧ流は、図８に示すように、蒸発器５３０の直前で２つの経路に分割され得る。ＬＮＧ流の大半は、蒸発器５３０に搬送され、蒸発して気体になり、次いで燃焼室５０８に搬送されることができる。第２の経路によって、ＬＮＧの一部分が蒸発器５３０を迂回し、蒸発器５３０を出る気体の中に液体として噴射される。非常に少ない量の液体が、即座にガスに送り出され、そうすることによって気体混合物の温度が低下する。蒸発器５３０を迂回するＬＮＧの正確な量は、温度制御装置５３８によって制御される弁５３６によって制御される。温度制御装置５３８は、混合流から温度センサ信号５２１を受信する（燃料流量制御弁５３２の直前または直後で）。温度が高すぎる場合、より多くのバイパス流を送り、蒸発器５３０を通る流れを少なくするように信号が弁５３６に送られる。温度が低すぎる場合、より少ないバイパス流を送り、蒸発器５３０を通る流れを増やすように信号が弁５３６に送られる。温度制御装置５３８は、当業者に公知である安定的な、非振動アクチュエータ制御信号用の適切な電子回路を組み込むことができる。蒸発器を迂回するＬＮＧの流れと蒸発器５３０を通過したＬＮＧの流れを混ぜ合わせるために混合弁（ｓｕｍｍａｔｉｏｎ ｖａｌｖｅ）５３９を含むことができる。

図９に開示する新規な実施形態では、混合制御弁は、温度自動調節膨張弁（ＴＥＶ）５４０に変更されており、それによって分流弁（ｓｐｌｉｔｔｅｒ ｖａｌｖｅ）および電子制御装置の必要がなくなる。ＴＥＶ５４０は、蒸発器５３０を出る天然ガスの温度を一定に維持することができる。これによって、一定の過熱温度を含む一定の設定温度にＬＮＧ蒸気混合物の温度を自動的に制御することが可能になる。ＴＥＶ５４０は、蒸発器流および圧力低下に対して、ＬＮＧ蒸気混合物の温度制御を更に補償することができる。

より詳細には、図９は、軸方向に整列する圧縮機部分５０５、燃焼部分５０７、タービン部分５０９およびノズル部分５１１を含むタービンコア５０１を備えるタービンエンジンアセンブリ５００を示す。液化天然ガス（ＬＮＧ）燃料システム５１９が、ＬＮＧ貯蔵器５２０、ポンプ５２２、ノズル部分５１１内に配置された蒸発器熱交換器５３０を含むように図示される。蒸発器熱交換器５３０は、少なくとも１つのループを含むことができる。図示の実施例では、蒸発器熱交換器５３０は、複数のループを含む。

ＬＮＧ燃料システム５１９は、ＬＮＧ貯蔵器を蒸発器熱交換器の入力に作動可能に結合する第１の液体供給管路５３１、蒸発器熱交換器５３０の出力を燃焼部分５０７に作動可能に結合する気体供給管路５３３、ＬＮＧ貯蔵器５２０を気体供給管路５３３およびＴＥＶ５４０に作動可能に結合する第２の液体供給管路５３５を含むように更に図示されている。図示のように、第２の液体供給管路５３５は、第１の液体供給管路５３１から分岐され、分岐はＴＥＶ５４０の上流で発生する。

ＴＥＶ５４０は、第２の液体供給管路５３５から気体供給管路５３３までのＬＮＧの流れを制御し、ＴＥＶ５４０の下流で気体供給管路５３３に作動可能に結合された温度センサ５５４を含み、第２の液体供給管路５３５を通るＬＮＧの流量は、気体供給管路５３３内の流体の温度に基づいて、ＴＥＶ５４０によって制御される。このように、ＴＥＶ５４０は、蒸発器熱交換器５３０を出る天然ガス温度を一定に維持する。図示の実施例では、燃料流量制御弁５３２が、ＴＥＶ５４０の下流に配置され、気体供給管路５３３を通る流体の流れを制御するように構成され得る。

ＴＥＶ５４０および蒸発器５３０の横断面図が、図１０に示される。蒸発器５３０は、低圧タービンまたは他の任意の熱源の下流で矢印５４２で概略的に示す高温排気ガスの中に浸漬された、螺旋形コイルまたは他の熱交換器であることができる。ＴＥＶ５４０は、高温排気ガス５４２の流路の外側に隣接して、理想的には第１の液体供給管路５３１および気体供給管路５３３の両方に極めて接近して配置可能である。これによって、ＴＥＶ５４０は、穏やかな温度環境で作動することができ、必要な場合は即座に使用の準備ができている。

ＴＥＶ５４０の入口５５０を第１の液体供給管路５３１に結合することができ、それによって加圧されたＬＮＧが蒸発器５３０およびＴＥＶ５４０の両方に流れることを可能にすることがより明確に図示されている。ＴＥＶ５４０の出口５５２を気体供給管路５３３に結合することができ、それによってＴＥＶ５４０が開いている場合、ＬＮＧが蒸発器５３０を迂回することを可能にする。蒸発器出口パイプ５４６の中で混合された流れが、燃料流量制御弁５３２および燃焼室５０８に搬送されることが可能である。温度センサ５５４をＴＥＶ５４０内に含むことができ、バイパスの収束部および蒸発器流の下流に配置可能であり、限定しない実施例では、温度センサ５５４は感知球状部を含むことができる。温度センサ５５４は、混合流の中に浸漬されることが可能であり、または混合流との優れた熱的連通を可能にする形態で、蒸発器出口パイプ５４６に取り付けることができる。ＴＥＶ５４０の中にキャピラリーチューブ５５６を更に含むことができ、キャピラリーチューブ５５６は、温度センサ５５４をＴＥＶ５４０のダイヤフラム空洞５５８に結合することができる。

図１１は、熱感知球状部５６０、キャピラリーチューブ５５６および膨張ベローズまたはダイヤフラム５６２の形態の温度センサ５５４を含むＴＥＶ５４０の例示的な一部分を図示する。図示のようにキャピラリーチューブ５５６は、一方の側が可動ダイヤフラム５６２である第２の空洞または膨張室５６６に、熱感知球状部５６０の形態の第１の空洞５６４を作動可能に結合することができる。キャピラリーチューブ５５６は、感知球状部圧力Ｐ１ａおよびダイヤフラム空洞圧力Ｐ１ｂが常に等しくなることを保証する。

熱感知球状部５６０、キャピラリーチューブ５５６および膨張室５６６は、所望の弁制御温度に近い、飽和蒸気（沸騰）圧と飽和蒸気温度との関係について選択された流体によって充填され得る。流体は、限定しない実施例によって、メタンまたは冷媒Ｒ１２、Ｒ１２４または他の類似の流体を含む任意の適切な流体とすることができる。蒸発器５３０およびＴＥＶ５４０は、所望の制御温度（例えば、１００°Ｆ）、または所望の過熱（例えば、複数の作動圧力で飽和蒸気温度を超える２０°Ｆ）に対して設計可能である。

図１２により明確に示すように、ＴＥＶ５４０は、ダイヤフラム５６２の駆動ピンまたはプッシュロッド５６９、弁軸または針弁５６８、弁座５７０および過熱スプリング５７２を含むＴＥＶ５４０の一部分を取り囲む本体５６７を更に含むことができる。ダイヤフラム５６２は、スプリングを装着された弁座５７０に作動可能に結合され得る。作動中、蒸気温度が低すぎる、またはＬＮＧ蒸発器５３０が作動していない場合、熱感知球状部５６０内の流体が、すべて、またはほとんどが液体であり、ダイヤフラム５６２上にほとんど圧力を加えない。過熱スプリング５７２の圧縮力と組み合わせて、ダイヤフラム５６２上のＰ２の圧力の欠如によって、針弁５６８を弁座５７０上に保ち、弁の流量範囲が閉鎖された状態に保たれる。

蒸発器５３０が作動しており、出口温度が所望の最大温度に等しい、またはそれより高い場合、熱感知球状部５６０内の流体の一部分が蒸気に変換され、その蒸気がより大きい容積を占めて、圧力Ｐ１ａを上昇させる。キャピラリーチューブ５５６によって、熱感知球状部５６０内のより大きい圧力が、ダイヤフラム５６２と連通し、圧力平衡を達成することが可能になる。より大きい圧力Ｐ１ｂは、ダイヤフラム５６２の運動、およびより大きい力Ｆ１をもたらす。Ｆ１は、弁を開ける働きをする温度自動調節要素（球状部温度への反応）のダイヤフラム力である。ダイヤフラム５６２は、針弁５６８および流量範囲が開くための開く力Ｆ１を与える。

蒸発器５３０が作動しており、出口温度が所望の温度に等しい、またはそれより低い場合、熱感知球状部５６０内の流体の一部分が液体に戻され、その液体がより小さい容積を占めて、圧力Ｐ１ａを減少させる。キャピラリーチューブ５５６は、熱感知球状部５６０内の減少した圧力が、ダイヤフラム５６２と連通し、圧力平衡を達成することを可能にする。より減少した圧力Ｐ１ｂは、ダイヤフラム５６２の運動、およびより小さい力Ｆ１をもたらす。ダイヤフラム５６２は、弁流量範囲を部分的に閉鎖することができる。

ＴＥＶの作動を制御する３つの力は、ａ）既に説明した、Ｆ１、ｂ）ダイヤフラム５６２の下方に閉鎖方向へ働く蒸発器の出口圧力Ｆ２、およびｃ）閉鎖力でダイヤフラム５６２のやはり下方へ加えられる過熱スプリングの力Ｆ３である。任意の一定の作動状態で、これらの力が以下の数式に従って平衡している。

Ｆ１＝Ｆ２＋Ｆ３（１）
エンジン状態またはＬＮＧ流が変化する場合、蒸発器出口温度の変化が、球状部温度内の類似の変化と共に存在することができる。出口温度が高すぎる場合、温度が熱感知球状部５６０内の圧力の上昇を生成し、それが圧力Ｐ１を上昇させる。蒸発器内の圧力Ｐ２およびＴＥＶ５４０内のスプリング圧力Ｐ３は、依然として一定の状態である。上昇した圧力Ｐ１によって、ダイヤフラム５６２は膨張して、弁をより大きく開かせる。その結果、より多くのＬＮＧが蒸発器５３０を迂回することになり、蒸発器出口気体と混合し、燃焼室５０８に供給される混合物の温度を低下させることができる。ＬＮＧバイパス流量の増加によって、熱感知球状部５６０内の温度を低下させ、圧力がＦ１を低下させ、それによって、弁流量範囲がわずかに閉じ、再び平衡制御を成立させる。混合温度が低すぎる場合、逆のサイクルが発生する。

ＴＥＶ５４０が任意の適切な形態で形成可能であり、例えば図１３は、上記に説明したＴＥＶ５４０に類似するＴＥＶ６４０を図示しており、したがって同じ部品は１００だけ増加した符号によって識別され、そうではないと述べない限り、ＴＥＶ５４０の同じ部品の説明はＴＥＶ６４０に当てはまることが理解されよう。１つの相違点は、ＴＥＶ６４０が、ダイヤフラムの代わりにベローズ６６２を含むことである。ベローズ６６２は、並進する弁機構または弁座６７０上に結果として同様に圧力をもたらす。限定しない実施例によって、より多い量の並進および弁の開きが所望される場合、ベローズ６６２を含むＴＥＶ６４０を使用することができる。更に、ＴＥＶ６４０は、スプリング６７２によって生成されるスプリングの予荷重を増加または減少させるための調節ねじ６８０を更に含み、それによって弁開放圧力を増加または減少させる。図示していないが、キャピラリーチューブが、ベローズ６６２によって形成される燃焼室に熱感知球状部を作動可能に結合して、感知球状部圧力Ｐ１ａおよび室圧力Ｐ１ｂが常に等しくなることを保証することができる。

図１４は、上記に説明したＴＥＶ６４０に類似する別のＴＥＶ７４０を図示しており、したがって同じ部品は１００だけ増加した符号によって識別され、そうではないと述べない限り、ＴＥＶ６４０の同じ部品の説明はＴＥＶ７４０に当てはまることが理解されよう。１つの相違点は、ＴＥＶ７４０が、第２のベローズ７８２、および第２のベローズ室７８６を遠隔の熱感知球状部７８８の下流の混合通路に結合する平均化キャピラリーチューブ７８４を組み込む。これによって、第２のベローズ室７８６内の空洞圧が熱感知球状部７８８での静的圧力に等しくなる。これによって、ＴＥＶ７４０が、一定の温度ではなく、一定の過熱に対して制御することができる。

任意の上記の実施形態が、第１の燃料タンクからタービンエンジンへの第１の燃料の流れを制御するための第１の燃料システム、およびタービンエンジンへの液化天然ガスの流れを制御するための第２の燃料システムを含む、タービンエンジン用の二系統燃料航空機システム内で利用可能であることが理解されよう。

上記に説明する実施形態は、気化されたＬＮＧ混合物の温度を感知することができ、気化されたＬＮＧ混合物の温度を制御することができることを含む様々な利点を提供する。より詳細には、気化されたＬＮＧの温度制御弁が、感知された温度に基づいて駆動されることが可能であり、蒸発器を迂回するＬＮＧ流の量を制御することができる。上記に説明する実施形態は、気化されたＬＮＧ混合物温度を感知し、気化されたＬＮＧ混合物の温度を制御し、気化されたＬＮＧ温度制御弁を駆動するための装置、および蒸発器を迂回するＬＮＧ流の量を制御するための弁を更に可能にする。これによって、一定の過熱温度などの一定の設定温度に気化されたＬＮＧ蒸気混合物の温度を自動的に制御することが可能になる。これは、蒸発器流および圧力低下に対して、任意のＬＮＧ蒸気混合物の温度制御を更に補償することができる。

既に説明しなかった範囲まで、様々な実施形態の異なる形態および構造を所望に応じて互いに組み合わせて使用することができる。１つの形態がすべての実施形態の中で説明されない場合、それが実施形態ではないと解釈されるように意図するのではなく、説明を簡潔にするためになされるのである。したがって、新しい実施形態が明確に説明されるかどうかに関わらず、異なる実施形態の様々な形態は、所望に応じて混合され、組み合わされて、新しい実施形態を形成することができる。本明細書に説明する形態のすべての組合せまたは置換は、本開示によって包含される。

ここに記載する説明は、最良の形態を含む本発明を開示するための実施例を使用しており、更に当業者が、任意の装置またはシステムを作製し、使用し、かつ任意の組み込まれた方法を実施することを可能にする実施例を使用する。本発明の特許性のある範囲は、特許請求の範囲によって定義され、当業者に思い当たる他の実施例を含むことができる。そのような他の実施例は、それらが特許請求の範囲の文言とは異ならない構造的要素を有する場合、またはそれらが特許請求の範囲の文言とは実質的には異ならない均等な構造的要素を含む場合、特許請求の範囲内にあると意図するものである。

２ 圧縮機排出空気
３ 空気流
４ 蒸発器から出た冷却された空気流
５ 航空機システム
６ 胴体
７ 翼
１０ 極低温燃料貯蔵システム、燃料貯蔵システム、貯蔵システム
１１ 第１の燃料
１２ 第２の燃料（極低温燃料、極低温液体燃料）
１３ 気体燃料
１５ 中心線の軸線
１６ 尾部部分
１７ バッフル
１９ 気体燃料
２１ 第１の燃料タンク
２２ 第２の燃料タンク、極低温燃料タンク、中央翼タンク
２３ 第１の壁
２４ 貯蔵容積
２５ 第２の壁
２６ ギャップ
２７ 断熱材料、軽量断熱
２８ 真空ポンプ
２９ 気体燃料１９の少なくとも一部分
３０ 流出システム
３１ 搬送ポンプ、クライオポンプ
３２ 流入システム
３４ 再利用システム
３６ ドレイン管路
３８ 制御弁
３９ １方向リリーフ弁または背圧弁
４０ ベントシステム
４１ ベント管路
４２ クライオクーラー
４５ 安全リリースシステム
４６ 破裂板、並列機能
５０ 燃料搬送システム、例示的な燃料システム、極低温燃料搬送システム
５２ ブーストポンプ
５４ 導管
５５ パイロン
５８ 高圧ポンプ
６０ 蒸発器
６３ 直接熱交換器
６４ 間接熱交換器
６５ 流れ絞り弁、制御弁
６８ 加熱流体
７０ 燃料マニホールド、マニホールド
８０ 燃料ノズル
９０ 燃焼器
９６ 加熱流体
９７ 排気ガス９９の一部分
９８ 排気ノズル
９９ ガスタービン排気、排気ガス、排気流、排気気体
１００ 推進システム
１０１ ガスタービンエンジン
１０３ ファン
１０４ ブースタ
１０５ 高圧圧縮機
１０７ ファンバイパス、ファンバイパス空気流、ファンバイパス流
１０８ コアエンジン
１０９ 吸気側
１１０ 排気側
１１２ 極低温の液体燃料
１１４ 第１のロータシャフト
１１５ 第２のロータシャフト
１１６ エンジンケーシング
１２０ 飛行プロファイル
１２２ 極低温燃料タンク
１２３ 第３の燃料タンク
１３０ 制御システム
１３１ 制御信号
１３２ 別の制御信号
１３３ フィードバック信号
１３４ 制御器
１３５ 制御弁
１５５ 高圧タービン
１５７ 低圧タービン
１８０ 補助パワーユニット
１８２ 燃料電池
１９０ ベント燃焼器
３５７ 制御システム
４００ 燃料電池システム
５００ ターボファンエンジン、タービンエンジンアセンブリ
５０１ タービンコア
５０２ ファン
５０４ 低圧圧縮機
５０５ 圧縮機区分
５０６ 高圧圧縮機
５０７ 燃焼区分
５０８ 燃焼室
５０９ タービン区分
５１０ 高圧タービン
５１１ ノズル区分
５１２ 低圧タービン
５１９ ＬＮＧ燃料システム
５２０ ＬＮＧ貯蔵器
５２１ 温度センサ信号
５２２ ポンプ
５３０ 蒸発器熱交換器、蒸発器
５３１ 第１の液体供給管路
５３２ 流量制御弁
５３３ 気体供給管路
５３４ 燃料ノズル
５３５ 第２の液体供給管路
５３６ 弁
５３９ 混合弁
５４０ 温度自動調節膨張弁（ＴＥＶ）
５４２ 高温排気ガス
５４６ 出口パイプ
５５０ 入口
５５２ 出口
５５４ 温度センサ
５５６ キャピラリーチューブ
５５８ ダイヤフラム空洞
５６０ 熱感知球状部
５６２ ダイヤフラム
５６４ 第１の空洞
５６６ 第２の空洞（膨張室）
５６７ 本体
５６８ 針弁（弁軸）
５６９ 駆動ピン（プッシュロッド）
５７０ 弁座
５７２ 過熱スプリング
６４０ 温度自動調節膨張弁（ＴＥＶ）
６５０ 入口
６５２ 出口
６６２ ベローズ
６６８ ダイヤフラム空洞
６７０ 弁座
６７２ 過熱スプリング
６８０ 調節ねじ
７４０ 温度自動調節膨張弁（ＴＥＶ）
７５０ 入口
７５２ 出口
７５６ キャピラリーチューブ
７６２ ダイヤフラム
７６８ ダイヤフラム空洞
７７０ 弁座
７７２ 過熱スプリング
７８０ 調節ねじ
７８２ 第２のベローズ
７８４ 平均化キャピラリーチューブ
７８６ 第２のベローズ室
７８８ 熱感知球状部
Ｆ１ 力
Ｆ２ 蒸発器の出口圧力
Ｆ３ 過熱スプリングの力
Ｐｃ 極低温の（ＬＮＧ）燃料の臨界圧
Ｐ１ 第１の圧力
Ｐ２ 第２の圧力
Ｐ３ 第３の圧力
Ｐ４ 第４の圧力
Ｐ１ａ 感知球状部圧力
Ｐ１ｂ ダイヤフラム空洞圧力
Ｒ１２ 冷媒
Ｒ１２４ 冷媒
Ｓ１ 制御信号
Ｓ２ 別の制御信号

Claims (15)

1. 軸方向に整列する、圧縮機部分（５０５）と、燃焼部分（５０７）と、タービン部分（５０９）と、ノズル部分（５１１）とを備えるタービンコア（５０１）と、
   液化天然ガス（ＬＮＧ）燃料システム（５１９）であって、
   液化天然ガス（ＬＮＧ）貯蔵器（５２０）と、
   前記タービンコア（５０１）内に配置された蒸発器熱交換器（５３０）と、
   前記ＬＮＧ貯蔵器（５２０）を前記蒸発器熱交換器（５３０）の入力に作動可能に結合する第１の液体供給管路（５３１）と、
   前記蒸発器熱交換器（５３０）の出力を前記燃焼部分（５０７）に作動可能に結合する気体供給管路（５３３）と、
   前記ＬＮＧ貯蔵器（５２０）を前記気体供給管路（５３３）に作動可能に結合する第２の液体供給管路（５３５）と、
   前記第２の液体供給管路（５３５）から前記気体供給管路（５３３）までのＬＮＧの流れを制御し、温度自動調節膨張弁（ＴＥＶ）（５４０）の下流で前記気体供給管路（５３３）に作動可能に結合された温度センサ（５５４）を含む温度自動調節膨張弁（ＴＥＶ）（５４０）であって前記第２の液体供給管路（５３５）を通るＬＮＧの流量を前記気体供給管路内（５３３）の流体の温度に基づいて制御する、温度自動調節膨張弁（ＴＥＶ）（５４０）と
   を備える液化天然ガス（ＬＮＧ）燃料システム（５１９）と
   を備えるタービンエンジンアセンブリ（５００）。
2. 前記第２の液体供給管路（５３５）が、前記第１の液体供給管路（５３１）から分岐する、請求項１に記載のタービンエンジンアセンブリ（５００）。
3. 前記分岐が、前記ＴＥＶ（５４０）の上流で発生する、請求項２に記載のタービンエンジンアセンブリ（５００）。
4. 前記蒸発器熱交換器（５３０）が、前記排気流の中に浸漬される、請求項１に記載のタービンエンジンアセンブリ（５００）。
5. 前記蒸発器熱交換器（５３０）が、前記タービンエンジン（５００）の排気通路の壁上に取り付けられる、請求項１に記載のタービンエンジンアセンブリ（５００）。
6. 前記気体供給管路（５３３）を通る前記流体の流れを制御する流量制御弁（５３２）を更に備える、請求項１乃至５のいずれか一項に記載のタービンエンジンアセンブリ（５００）。
7. 前記流量制御弁（５３２）が、前記ＴＥＶ（５４０）の下流にある、請求項６に記載のタービンエンジンアセンブリ（５００）。
8. 前記ＴＥＶ（５４０）が、完全に開いた位置と完全に閉じた位置との間を移動することができる、請求項１乃至５のいずれか一項に記載のタービンエンジンアセンブリ（５００）。
9. 前記ＴＥＶ（５４０）が、前記第２の液体供給管路（５３５）に流体連結された入口（５５０）と、前記気体供給管路（５３３）に選択的に流体連結された出口（５５２）とを更に備え、前記ＴＥＶ（５４０）が、部分的に開いた位置または前記完全に開いた位置にある場合、ＬＮＧが前記蒸発器熱交換器（５３０）を迂回することができるようにする、請求項８に記載のタービンエンジンアセンブリ（５００）。
10. 温度が高すぎる場合、前記ＴＥＶ（５４０）が、前記完全に開いた位置に向かって移動するように構成され、温度が低すぎる場合、前記ＴＥＶ（５４０）が、前記完全に閉じた位置に向かって移動するように構成されている、請求項９に記載のタービンエンジンアセンブリ（５００）。
11. 航空機（５）のタービンエンジン（１０１）用の二系統燃料航空機システム（５）であって、
    第１の燃料タンク（２１）から前記タービンエンジン（１０１）までの第１の燃料流（１１）を制御するための第１の燃料システムと、
    前記タービンエンジン（１０１）までの液化天然ガス流を制御するための第２の燃料システム（５１９）であって、
    液化天然ガス（ＬＮＧ）貯蔵器（５２０）と、
    前記タービンエンジン（１０１）上または近傍に取り付けられた蒸発器熱交換器（５３０）と、
    前記ＬＮＧ貯蔵器（５２０）を前記蒸発器熱交換器（５３０）の入力に作動可能に結合する第１の液体供給管路（５３１）と、
    前記蒸発器熱交換器（５３０）の出力を前記タービンエンジン（１０１）に作動可能に結合する気体供給管路（５３３）と、
    前記ＬＮＧ貯蔵器（５２０）を前記気体供給管路（５３３）に作動可能に結合する第２の液体供給管路（５３５）と、
    前記第２の液体供給管路（５３５）から前記気体供給管路（５３３）までのＬＮＧの流れを制御し、温度自動調節膨張弁（ＴＥＶ）（５４０）の下流で前記気体供給管路（５３３）に作動可能に結合された温度センサ（５５４）を含む温度自動調節膨張弁（ＴＥＶ）（５４０）であって、前記第２の液体供給管路（５３５）を通るＬＮＧの流量が、前記気体供給管路（５３３）内の流体の温度に基づいて前記ＴＥＶ（５４０）によって制御される、温度自動調節膨張弁（ＴＥＶ）（５４０）と
    を備える第２の燃料システム（５１９）と
    を備える二系統燃料航空機システム（５）。
12. 前記第２の燃料システム（５１９）が、前記気体供給管路（５３３）を通って前記タービンエンジン（１０１）までの前記流体の流れを制御する流量制御弁（５３２）を更に備える、請求項１１に記載の二系統燃料航空機システム（５）。
13. 前記ＴＥＶ（５４０）が、完全に開いた位置と完全に閉じた位置との間を移動することができる、請求項１１乃至１２のいずれか一項に記載の二系統燃料航空機システム（５）。
14. 温度が高すぎる場合、前記ＴＥＶ（５４０）が、前記完全に開いた位置に向かって移動するように構成され、温度が低すぎる場合、前記ＴＥＶ（５４０）が、前記完全に閉じた位置に向かって移動するように構成されている、請求項１３に記載の二系統燃料航空機システム（５）。
15. 前記温度センサ（５５４）が、前記ＴＥＶ（５４０）の可動要素と流体連結された熱感知球状部（５６０）を備える、請求項１４に記載の二系統燃料航空機システム（５）。
    
    
    タービンエンジンアセンブリおよび二系統燃料航空機システム