JP2016512862A - 航空機エンジン向けのエネルギー効率のよい制御されたクライオ燃料の蒸発 - Google Patents

Abstract

廃熱を生成する航空機（５）用のエンジン（１０１）内で極低温燃料（１２）を使用する方法は、エンジン（１０１）内での燃焼のために液体の極低温燃料（１２）を供給するステップと、エンジン（１０１）内での燃焼前に、航空機（５）からの廃熱で極低温燃料（１２）を蒸発させて、極低温燃料（１２）から蒸発燃料を形成するステップと、を含むことができる。燃料蒸発システムは、液状の極低温燃料（１２）を有する極低温燃料リザーバと、航空機（５）からの廃熱源と、極低温燃料リザーバおよび前記エンジン（１０１）に流体的に結合され、前記熱源に熱的に結合された熱交換器とを備え、熱交換器が、前記エンジン（１０１）内での燃焼のために、廃熱源によって生成された前記熱で前記液体の極低温燃料（１２）を加熱することによって、の極低温燃料（１２）を蒸発させるように構成されることができる。【選択図】図１

Description

本明細書に記載の技術は、一般に、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２重燃料を使用する航空機システムおよびその動作方法に関する。

一部の航空機エンジンは、ジェット燃料および／または天然ガスなどの１つまたは複数の燃料を使用して動作するように構成することができる。

米国特許第２０１０／１９２８９０号

廃熱を生成する航空機（５）用のエンジン（１０１）内で極低温燃料（１２）を使用する方法は、前記エンジン（１０１）内での燃焼のために液体の極低温燃料（１２）を供給するステップと、前記エンジン（１０１）内での燃焼前に、前記航空機（５）からの前記廃熱で前記液体の極低温燃料（１２）を蒸発させて、前記液体の極低温燃料（１２）から蒸発燃料を形成するステップとを含むことができる。

また、エンジン（１０１）を有する航空機（５）用の燃料蒸発システムは、液状の極低温燃料（１２）を有する極低温燃料リザーバと、前記航空機（５）からの廃熱源と、前記極低温燃料リザーバおよび前記エンジン（１０１）に流体的に結合され、前記熱源に熱的に結合された熱交換器とを備え、前記熱交換器が、前記エンジン（１０１）内での燃焼のために、前記廃熱源によって生成された前記熱で前記液体の極低温燃料（１２）を加熱することによって、前記液体の極低温燃料（１２）を蒸発させるように構成されることができる。

本明細書に記載の技術は、添付の図面と併せて、以下の説明を参照することによって、最もよく理解することができる。

２重燃料推進システムを有する例示的な航空機システムの等角図である。 例示的な燃料送出／分配システムの図である。 例示的な極低温燃料の概略的な圧力−エンタルピー線図における例示的な動作経路の図である。 燃料タンクの例示的な配置および例示的なボイルオフの使用を示す概略図である。 燃料送出および制御システムを有する例示的な２重燃料航空機ガスタービンエンジンの概略横断面図である。 概略的な熱交換器を示す例示的な２重燃料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。 航空機システムに対する例示的な飛行任務プロファイルの概略図である。 クライオ燃料を蒸発させる例示的なシステムのブロック図である。 すべて本開示の少なくともいくつかの態様によるクライオ燃料を蒸発させる例示的なシステムのブロック図である。

以下の詳細な説明では、本説明の一部を形成する添付の図面を参照する。これらの図面では、文脈上別途指示しない限り、類似の記号は、典型的には類似の構成要素を識別する。詳細な説明、図面、および特許請求の範囲に記載の例示的な実施形態は、限定を意味するものではない。本明細書に提示する主題の精神または範囲からから逸脱することなく、他の実施形態を利用することができ、他の変更を加えることもできる。概して本明細書に記載し図に示す本開示の態様は、多種多様な異なる構成で配置、置換え、組合せ、および設計することができ、これらはすべて明示的に企図され、本開示の一部を構成することが、容易に理解されよう。

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と、胴体に取り付けられた翼７とを有する。航空機システム５は、飛行中の航空機システムを推進するのに必要とされる推進力を生じさせる推進システム１００を有する。翼７に取り付けられた推進システム１００を図１に示すが、他の実施形態では、推進システム１００は、たとえば尾翼部分１６など、航空機システム５の他の部分に結合することもできる。

例示的な航空機システム５は、推進システム１００内で使用される１つまたは複数のタイプの燃料を貯蔵する燃料貯蔵システム１０を有する。図１に示す例示的な航空機システム５は、本明細書に以下でさらに説明するように、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を貯蔵することが可能な第１の燃料タンク２１と、第２の燃料１２を貯蔵することが可能な第２の燃料タンク２２とを備える。図１に示す例示的な航空機システム５では、第１の燃料タンク２１の少なくとも一部分は、航空機システム５の翼７内に位置する。図１に示す１つの例示的な実施形態では、第２の燃料タンク２２は、航空機システムの胴体６内で、翼が胴体に結合される位置付近に位置する。代替実施形態では、第２の燃料タンク２２は、胴体６または翼７内で他の適した位置に位置することができる。他の実施形態では、航空機システム５は、第２の燃料１２を貯蔵することが可能な任意選択の第３の燃料タンク１２３を備えることができる。任意選択の第３の燃料タンク１２３は、たとえば図１に概略的に示すように、航空機システムの胴体の後部に位置することができる。

本明細書にさらに後述するように、図１に示す推進システム１００は、第１の燃料１１もしくは第２の燃料１２を使用することによって、または第１の燃料１１と第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可能な２重燃料推進システムである。例示的な２重燃料推進システム１００は、第１の燃料１１もしくは第２の燃料１２を選択的に使用して、または第１の燃料と第２の燃料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可能なガスタービンエンジン１０１を備える。第１の燃料は、Ｊｅｔ−Ａ、ＪＰ−８、もしくはＪＰ−５、または他の知られているタイプもしくは等級で当技術分野では知られているような灯油ベースのジェット燃料など、従来の液体燃料とすることができる。本明細書に記載の例示的な実施形態では、第２の燃料１２は、非常に低い温度で貯蔵される極低温燃料である。本明細書に記載の一実施形態では、極低温の第２の燃料１２は、液化天然ガス（別法として、本明細書では「ＬＮＧ」と呼ぶ）である。極低温の第２の燃料１２は、燃料タンク内に低い温度で貯蔵される。たとえば、ＬＮＧは、華氏約−２６５度で約１５ｐｓｉａの絶対圧力の第２の燃料タンク２２内に貯蔵される。これらの燃料タンクは、チタン、Ｉｎｃｏｎｅｌ（登録商標）、アルミニウム、または複合材料などの知られている材料から作ることができる。

図１に示す例示的な航空機システム５は、燃料貯蔵システム１０から推進システム１００へ燃料を送出することが可能な燃料送出システム５０を備える。知られている燃料送出システムは、第１の燃料１１などの従来の液体燃料を送出するように使用することができる。図１および図２に示す本明細書に記載の例示的な実施形態では、燃料送出システム５０は、たとえばＬＮＧなどの極低温の液体燃料を、極低温燃料を輸送する導管５４を通って推進システム１００へ送出するように構成される。送出中に極低温燃料の液体状態を実質上維持するために、燃料送出システム５０の導管５４の少なくとも一部分は、加圧された極低温の液体燃料を輸送するように断熱および構成される。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は、２重壁構造を有する。これらの導管は、チタン、Ｉｎｃｏｎｅｌ（登録商標）、アルミニウム、または複合材料などの知られている材料から作ることができる。

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じさせることが可能な燃料電池を備える燃料電池システム４００をさらに含む。燃料送出システム５０は、燃料貯蔵システム１０から燃料電池システム４００へ燃料を送出することが可能である。１つの例示的な実施形態では、燃料電池システム４００は、２重燃料推進システム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、燃焼器内の燃料を燃やす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、高圧圧縮器１０５を有するコアエンジン１０８と、燃焼器９０とを含む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はまた、高圧タービン１５５、低圧タービン１５７、および昇圧器１０４を含む。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じさせるファン１０３を有する。エンジン１０１は、吸気側１０９および排気側１１０を有する。ファン１０３およびタービン１５７は、第１のロータシャフト１１４を使用してともに結合され、圧縮器１０５およびタービン１５５は、第２のロータシャフト１１５を使用してともに結合される。いくつかの応用例では、たとえば図４に示すように、ファン１０３の羽根アセンブリは、エンジン囲壁１１６内に少なくとも部分的に位置決めされる。他の応用例では、ファン１０３は、「オープンロータ」の一部分を形成することができ、囲壁はファン羽根アセンブリを取り囲まない。

動作中、空気は、エンジン１０１を通って延びる中心線軸１５に対して実質上平行な方向に、ファン１０３を通って軸方向に流れ、圧縮空気が高圧圧縮器１０５に供給される。非常に圧縮された空気が、燃焼器９０へ送出される。燃焼器９０からの高温のガス（図４には図示せず）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を用いてファン１０３を駆動し、同様にタービン１５５は、シャフト１１５を用いて圧縮器１０５を駆動する。代替実施形態では、エンジン１０１は、別のタービン段（図４には図示せず）によって駆動される追加の圧縮器を有することができ、これは、当技術分野では中圧圧縮器として知られていることがある。

航空機システム５の動作中（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、たとえば離陸中など、推進システムの第１の選択された動作部分中、たとえば第１の燃料１１を使用することができる。推進システム１００は、巡航中などの推進システムの第２の選択された動作部分中、たとえば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の選択された動作部分中、ガスタービンエンジン１０１は、第１の燃料１１と第２の燃料１２の両方を同時に使用して、推進力を生成することが可能である。第１の燃料と第２の燃料の割合は、推進システムの動作の様々な段階中、０％〜１００％で適宜変動させることができる。

本明細書に記載の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動作することが可能であり、燃料の一方は、たとえばＬＮＧ（液化天然ガス）などの極低温燃料とすることができ、他方は、世界中で入手可能なＪｅｔ−Ａ、ＪＰ−８、ＪＰ−５、または類似の等級などの従来の灯油ベースのジェット燃料とすることができる。

Ｊｅｔ−Ａ燃料システムは、燃料ノズルがＪｅｔ−Ａおよび極低温／ＬＮＧを燃焼器へ０〜１００％の割合で発射することが可能であることを除いて、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、燃料タンクは任意選択で、次の特徴、すなわち、（ｉ）タンク内で指定の圧力を維持するために適当な逆止弁を有する通気管路と、（ｉｉ）液体の極低温燃料用のドレン管路と、（ｉｉｉ）タンク内に存在する極低温（ＬＮＧ）燃料の温度、圧力、および体積を評価する計測または他の測定能力と、（ｉｖ）極低温（ＬＮＧ）タンク内または任意選択でタンクの外側に位置し、極低温（ＬＮＧ）燃料の圧力を増大させてエンジンへ輸送する昇圧ポンプと、（ｉｖ）タンクを無期限に極低温の温度で保つ任意選択の極低温冷却器とを含む。

燃料タンクは、好ましくは、大気圧またはその付近で動作するが、０〜１００ｐｓｉｇの範囲内で動作することができる。燃料システムの代替実施形態は、高いタンク圧力および温度を含むことができる。タンクおよび昇圧ポンプからエンジンパイロンへ進む極低温（ＬＮＧ）燃料管路は、次の特徴、すなわち、（ｉ）単一または２重の壁構造と、（ｉｉ）真空断熱または低熱伝導性材料による断熱と、（ｉｉｉ）ＬＮＧタンクへ熱を加えることなくＬＮＧ流をタンクへ再循環させる任意選択の極低温冷却器とを有することができる。極低温（ＬＮＧ）燃料タンクは、既存のシステム上でたとえば前部または後部の貨物室内に従来のＪｅｔ−Ａ補助燃料タンクが位置する航空機内に位置することができる。別法として、極低温（ＬＮＧ）燃料タンクは、中心翼タンク位置内に位置することができる。極低温（ＬＮＧ）燃料を利用する補助燃料タンクは、長い時間にわたって極低温（ＬＮＧ）燃料が使用されない場合に取り外すことができるように設計することができる。

燃料をガスタービン燃焼器内へ噴射するのに十分なレベルまで極低温（ＬＮＧ）燃料の圧力を上昇させるように、パイロン内またはエンジン上に高圧ポンプを配置することができる。このポンプは、極低温（ＬＮＧ）燃料の臨界圧力（Ｐｃ）を上回るまでＬＮＧ／極低温液体の圧力を上昇させてもさせなくてもよい。エンジン上またはその付近に取り付けることができる熱交換器は、液化天然ガス燃料に熱エネルギーを加えて、温度を上昇させ、極低温（ＬＮＧ）燃料を体積的に膨張させる。本明細書では、熱交換器を「蒸発器」と呼ぶ。蒸発器からの熱（熱エネルギー）は、多くの熱源から得ることができる。これらの熱源には、それだけに限定されるものではないが、（ｉ）ガスタービン排気、（ｉｉ）圧縮器の中間冷却、（ｉｉｉ）高圧および／もしくは低圧タービンの隙間制御空気、（ｉｖ）ＬＰＴパイプ冷却寄生空気、（ｖ）ＨＰタービンからの冷却空気、（ｖｉ）潤滑油、または（ｖｉｉ）搭載されている航空電子工学機器もしくは電子機器が含まれる。熱交換器は、多管式、２重管式、フィン付形などを含む様々な設計のものとすることができ、並流、向流、または直交流に流れることができる。熱交換は、上に挙げた熱源に直接または間接的に接触して行うことができる。

上記の蒸発器／熱交換ユニットの下流に、制御弁が位置する。制御弁の目的は、ガスタービンエンジン動作に関連する動作状態の範囲にわたって、流れを指定のレベルまで計量して燃料マニホルド内へ供給することである。制御弁の副次的な目的は、背圧調節器として作用し、極低温（ＬＮＧ）燃料の臨界圧力を上回るようにシステムの圧力を設定することである。

制御弁の下流に燃料マニホルドが位置し、気体燃料をガスタービン燃料ノズルへ均一に分散させる働きをする。いくつかの実施形態では、マニホルドは、任意選択で、熱交換器として作用し、コアカウル室または他の熱環境からの熱エネルギーを極低温／ＬＮＧ／天然ガス燃料へ伝達することができる。任意選択で、燃料マニホルドとともにパージマニホルドシステムを用いて、気体燃料システムが動作していないときに燃料マニホルドを圧縮器空気（ＣＤＰ）でパージすることができる。これにより、円周方向の圧力変動のために気体燃料ノズル内へ高温のガスを吸い込むのを防止する。任意選択で、燃料ノズル内またはその付近の逆止弁により、高温のガスを吸い込むのを防止することができる。

本明細書に記載のシステムの例示的な実施形態は、次のように動作することができる。約１５ｐｓｉａおよび華氏約−２６５度のタンク内に、極低温（ＬＮＧ）燃料が位置する。この燃料は、航空機上に位置する昇圧ポンプによって約３０ｐｓｉまで圧送される。液体の極低温（ＬＮＧ）燃料は、翼を横切って断熱された２重壁の配管を介して航空機パイロンへ流れ、そこで約１００〜１，５００ｐｓｉａまで上昇させられ、天然ガス／メタンの臨界圧力を上回っても下回ってもよい。次いで、極低温（ＬＮＧ）燃料は、蒸発器へ送られ、そこで体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保つように寸法設定することができる。次いで、気体の天然ガスは、制御弁を通って計量して燃料マニホルドおよび燃料ノズル内へ供給され、そこで他の点では標準的な航空用ガスタービンエンジンシステム内で燃焼されて、飛行機へ推力を提供する。サイクル状態が変化するとき、昇圧ポンプ内の圧力（たとえば、約３０ｐｓｉ）およびＨＰポンプ内の圧力（たとえば、約１，０００ｐｓｉ）は、ほぼ一定のレベルで維持される。流れは、絞り弁によって制御される。流量の変動と適当に寸法設定された燃料ノズルとを組み合わせた結果、マニホルド内で許容可能な変動する圧力が得られる。

例示的な航空機システム５は、推進システム１００内で使用するために貯蔵システム１０から１つまたは複数のタイプの燃料を送出する燃料送出システムを有する。たとえば灯油ベースのジェット燃料などの従来の液体燃料の場合、従来の燃料送出システムを使用することができる。図２および図３に概略的に示す本明細書に記載の例示的な燃料送出システムは、航空機システム５用の極低温燃料送出システム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を貯蔵することが可能な極低温燃料タンク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。また、他の代替の極低温液体燃料を使用することもできる。例示的な燃料システム５０では、たとえばＬＮＧなどの極低温液体燃料１１２は、第１の圧力「Ｐ１」にある。圧力Ｐ１は、好ましくは大気圧に近く、たとえば１５ｐｓｉａなどである。

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昇圧ポンプ５２を有する。動作中、２重燃料推進システム１００内で極低温燃料が必要とされるとき、昇圧ポンプ５２は、極低温燃料タンク１２２から極低温液体燃料１１２の一部分を取り出し、その圧力を第２の圧力「Ｐ２」まで増大させ、航空機システム５の翼７内に位置する翼供給導管５４内へ流す。圧力Ｐ２は、液体の極低温燃料が供給導管５４内を流れる間にその液体状態（Ｌ）を維持するように選択される。圧力Ｐ２は、約３０ｐｓｉａ〜約４０ｐｓｉａの範囲内とすることができる。知られている方法を使用する分析に基づいて、ＬＮＧの場合、３０ｐｓｉａが十分であることが分かっている。昇圧ポンプ５２は、航空機システム５の胴体６内の適した位置に位置することができる。別法として、昇圧ポンプ５２は、極低温燃料タンク１２２付近に位置することができる。他の実施形態では、昇圧ポンプ５２は、極低温燃料タンク１２２内部に位置することができる。送出中に極低温燃料の液体状態を実質上維持するために、翼供給導管５４の少なくとも一部分は断熱される。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は、２重壁構造を有する。導管５４および昇圧ポンプ５２は、チタン、Ｉｎｃｏｎｅｌ（登録商標）、アルミニウム、または複合材料などの知られている材料を使用して作ることができる。

例示的な燃料システム５０は高圧ポンプ５８を有し、高圧ポンプ５８は、翼供給導管５４と流体連通しており、昇圧ポンプ５２によって供給された極低温液体燃料１１２を受け取ることが可能である。高圧ポンプ５８は、液体の極低温燃料（たとえば、ＬＮＧなど）の圧力を、燃料を推進システム１００内へ噴射するのに十分な第３の圧力「Ｐ３」まで増大させる。圧力Ｐ３は、約１００ｐｓｉａ〜約１０００ｐｓｉａの範囲内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内の適した位置に位置することができる。高圧ポンプ５８は、好ましくは、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内に位置する。

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）燃料１３に変化させる蒸発器６０を有する。蒸発器６０は、高圧の極低温液体燃料を受け取り、この極低温液体燃料（たとえば、ＬＮＧなど）に熱（熱エネルギー）を加えて、その温度を上昇させ、体積的に膨張させる。熱（熱エネルギー）は、推進システム１００内の１つまたは複数の熱源から供給することができる。たとえば、蒸発器内の極低温液体燃料を蒸発させる熱は、たとえばガスタービン排気９９、圧縮器１０５、高圧タービン１５５、低圧タービン１５７、ファン側管１０７、タービン冷却空気、エンジン内の潤滑油、航空機システム航空電子工学機器／電子機器、または推進システム１００内の任意の熱源など、いくつかの熱源の１つまたは複数から供給することができる。蒸発器６０内で行われる熱の交換のため、蒸発器６０は、別法として、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、多管式熱交換器、または２重管式熱交換器、またはフィン付形熱交換器を含むことができる。蒸発器内の高温の流体および低温の流体の流れは、並流、または向流、または直交流の流れタイプとすることができる。蒸発器内の高温の流体と低温の流体との間の熱交換は、壁を通って直接、または中間作業流体を使用して間接的に行うことができる。

極低温燃料送出システム５０は、蒸発器６０およびマニホルド７０と流体連通している流量絞り弁６５（「ＦＭＶ」、制御弁とも呼ばれる）を備える。流量絞り弁６５は、上記の蒸発器／熱交換ユニットの下流に位置する。ＦＭＶ（制御弁）の目的は、ガスタービンエンジン動作に関連する動作状態の範囲にわたって、燃料流を指定のレベルまで計量して燃料マニホルド７０内へ供給することである。制御弁の副次的な目的は、背圧調節器として作用し、ＬＮＧなどの極低温燃料の臨界圧力を上回るようにシステムの圧力を設定することである。流量絞り弁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」まで低減させる。マニホルド７０は、気体燃料１３を受け取ってガスタービンエンジン１０１内の燃料ノズル８０へ分散させることが可能である。好ましい実施形態では、蒸発器６０は、極低温液体燃料１１２を実質上一定の圧力の気体燃料１３へ変化させる。図２ａは、送出システム５０内の様々な箇所における燃料の状態および圧力を概略的に示す。

極低温燃料送出システム５０は、ガスタービンエンジン１０１内に位置する複数の燃料ノズル８０をさらに備える。燃料ノズル８０は、気体燃料１３を燃焼器９０内へ燃焼のために送出する。制御弁６５の下流に位置する燃料マニホルド７０は、気体燃料１３をガスタービン燃料ノズル８０へ均一に分散させる働きをする。いくつかの実施形態では、マニホルド７０は、任意選択で、熱交換器として作用し、推進システムコアカウル室または他の熱環境からの熱エネルギーをＬＮＧ／天然ガス燃料へ伝達することができる。一実施形態では、燃料ノズル８０は、従来の液体燃料（従来の灯油ベースの液体燃料など）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た気体燃料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へ供給して２つのタイプの燃料の混焼を容易にするように構成される。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のいくつかは、液体燃料を受け取るように構成され、燃料ノズル８０のいくつかは、気体燃料１３を受け取るように構成され、燃焼器９０内の燃焼の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内の燃料マニホルド７０は、気体燃料システムが動作していないときに燃料マニホルドをエンジンからの圧縮器空気または他の空気でパージするための任意選択のパージマニホルドシステムを備える。これにより、燃焼器９０内の円周方向の圧力変動のために気体燃料ノズル内へ高温のガスを吸い込むのを防止する。任意選択で、燃料ノズル内またはその付近で逆止弁を使用して、燃料ノズルまたはマニホルド内で高温のガスを吸い込むのを防止することができる。

ＬＮＧを極低温液体燃料として使用する本明細書に記載の例示的な２重燃料ガスタービン推進システムについて、次に説明する。１５ｐｓｉａおよび華氏−２６５度のタンク２２、１２２内に、ＬＮＧが位置する。ＬＮＧは、航空機上に位置する昇圧ポンプ５２によって約３０ｐｓｉまで圧送される。液体のＬＮＧは、翼７を横切って断熱された２重壁の配管５４を介して航空機パイロン５５へ流れ、そこで１００〜１，５００ｐｓｉａまで上昇させられ、天然ガス／メタンの臨界圧力を上回っても下回ってもよい。次いで、液化天然ガスは、蒸発器６０へ送られ、そこで体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保つように寸法設定される。次いで、気体の天然ガスは、制御弁６５を通って計量して燃料マニホルド７０および燃料ノズル８０内へ供給され、そこで、２重燃料航空用ガスタービンシステム１００、１０１内で燃焼されて、航空機システム５へ推力を提供する。サイクル状態が変化するとき、昇圧ポンプ内の圧力（３０ｐｓｉ）およびＨＰポンプ５８内の圧力（１，０００ｐｓｉ）は、ほぼ一定のレベルで維持される。流れは、絞り弁６５によって制御される。流量の変動と適当に寸法設定された燃料ノズルとを組み合わせた結果、マニホルド内で許容可能な変動する圧力が得られる。

２重燃料システムは、灯油ベース燃料（Ｊｅｔ−Ａ、ＪＰ−８、ＪＰ−５など）および極低温燃料（たとえば、ＬＮＧ）用の並列式の燃料送出システムからなる。灯油燃料の送出は、灯油および天然ガスを任意の割合で同時に燃やすように設計された燃焼器燃料ノズルを除いて、実質上現在の設計のままである。図２に示すように、極低温燃料（たとえば、ＬＮＧ）の燃料送出システムは、次の特徴からなる。（Ａ）極低温燃料（たとえば、ＬＮＧ）およびＪｅｔ−Ａを０〜１００％の任意の割合で利用することが可能な２重燃料ノズルおよび燃焼システム。（Ｂ）熱交換器としても作用し、極低温燃料（たとえば、ＬＮＧ）を加熱して気体または超臨界の流体にする燃料マニホルドおよび送出システム。このマニホルドシステムは、燃焼器燃料ノズルへ燃料を均一に同時に送出し、周囲のコアカウル、排気システム、または他の熱源からの熱を吸収し、別個の熱交換器の必要をなくしまたは最小にするように設計される。（Ｃ）極低温燃料（たとえば、ＬＮＧ）をその液体状態で臨界圧力を上回りまたは下回るように圧送し、複数の熱源のいずれかからの熱を加える燃料システム。（Ｄ）極低温燃料（たとえば、ＬＮＧ）燃料タンク（任意選択で、燃料タンクの外側に位置する）内に浸漬させた低圧クライオポンプ。（Ｅ）極低温燃料（たとえば、ＬＮＧ）の臨界圧力を上回る圧力まで圧送するように航空機パイロン内または任意選択でエンジンもしくはナセル上に位置する高圧クライオポンプ。（Ｆ）気体燃料システムが動作していないときに燃料マニホルドを圧縮器ＣＤＰ空気でパージするために燃料マニホルドとともに任意選択で用いることができるパージマニホルドシステム。これにより、円周方向の圧力変動のために気体燃料ノズル内へ高温のガスを吸い込むのを防止する。任意選択で、燃料ノズル内またはその付近の逆止弁により、高温のガスを吸い込むのを防止することができる。（Ｇ）タンクおよび昇圧ポンプからエンジンパイロンへ進む極低温燃料（たとえば、ＬＮＧ）管路は、次の特徴を有する。（１）単一または２重の壁構造。（２）エーロゲルなど、真空断熱または任意選択で低熱伝導性の断熱材料。（３）極低温燃料（たとえば、ＬＮＧ）タンクへ熱を加えることなく極低温燃料（たとえば、ＬＮＧ）の流れをタンクへ再循環させる任意選択の極低温冷却器。（Ｈ）パイロン内またはエンジン上に位置する高圧ポンプ。このポンプは、天然ガス燃料をガスタービン燃焼器内へ噴射するのに十分なレベルまで極低温燃料（たとえば、ＬＮＧ）の圧力を上昇させる。このポンプは、極低温液（たとえば、ＬＮＧ）の圧力を極低温燃料（たとえば、ＬＮＧ）の臨界圧力（Ｐｃ）を上回るまで上昇させてもさせなくてもよい。

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、たとえば図３に示すように、極低温燃料を貯蔵する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、たとえばＬＮＧなどの極低温液体燃料１２を貯蔵することが可能な貯蔵体積２４を形成する第１の壁２３を有する極低温燃料タンク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を貯蔵体積２４内へ流すことが可能な流入システム３２と、極低温液体燃料１２を極低温燃料貯蔵システム１０から送出するように適合された流出システム３０とを有する。例示的な極低温燃料貯蔵システム１０は、貯蔵体積２４内の極低温液体燃料１２から気体燃料１９（貯蔵中に形成することができる）の少なくとも一部分を取り出すことが可能な通気システム４０をさらに備える。

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内へ戻すように適合されたリサイクルシステム３４をさらに備える。一実施形態では、リサイクルシステム３４は、未使用の気体燃料１９の一部分２９を極低温燃料タンク２２、１２２内へ戻す前に冷却する極低温冷却器４２を備える。極低温冷却器４２動作の例示的な動作は、次のとおりである。例示的な実施形態では、極低温冷却器としても知られている逆方向のランキン冷凍システムを使用して、燃料タンクからのボイルオフを再冷却することができる。極低温冷却器には、航空機システム５上の利用可能なシステムのいずれかから得られる電力によって、または搭乗ゲートに駐機されている間に利用可能とすることができるものなどの地上の電力システムによって、電力供給することができる。極低温冷却器システムはまた、２重燃料航空機ガスタービンエンジン１０１の同時燃焼の遷移中に燃料システム内の天然ガスを再び液化するために使用することができる。

燃料貯蔵システム１０は、極低温燃料タンク２２内に形成されうるあらゆる高圧ガスを通気するように適合された安全解放システム４５をさらに備えることができる。図３に概略的に示す１つの例示的な実施形態では、安全解放システム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内部に過圧力が生じた場合にあらゆる高圧ガスを噴出させて解放するように知られている方法を使用して設計された安全機能である。

極低温燃料タンク２２は、単一壁構造または複数壁構造を有することができる。たとえば、極低温燃料タンク２２は、第１の壁２３を実質上密閉する第２の壁２５をさらに備えることができる（たとえば、図３参照）。この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を低減させるために、第１の壁２３と第２の壁２５との間に間隙２６が位置する。１つの例示的な実施形態では、第１の壁２３と第２の壁２５との間の間隙２６内には真空が位置する。真空は、真空ポンプ２８によって生じさせて維持することができる。別法として、タンクに対する断熱を提供するために、第１の壁２３と第２の壁２５との間の間隙２６を、たとえばエーロゲルなどの知られている断熱材料２７で実質上充填することができる。他の適した断熱材料を使用することもできる。タンク内の液体の動きを制御するために、バフル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、送出ポンプ３１を有する流出システム３０を備える。送出ポンプは、タンク２２付近の好都合な位置に位置することができる。極低温燃料内への熱伝達を低減させるために、図３に概略的に示すように、極低温燃料タンク２２内に送出ポンプ３１を配置することが好ましいであろう。通気システム４０は、燃料タンク２２内に形成されうるあらゆるガスを通気する。これらの通気されたガスは、航空機システム５内でいくつかの有用な方法で利用することができる。これらのいくつかを、図３に概略的に示す。たとえば、気体燃料１９の少なくとも一部分は、エンジン内の冷却または燃焼のために航空機推進システム１００へ供給することができる。別の実施形態では、通気システム４０は、気体燃料１９の少なくとも一部分をバーナへ供給し、バーナからの燃焼生成物を航空機システム５の外側へ安全にさらに通気する。別の実施形態では、通気システム４０は、航空機システム５へ補助電力を供給する補助電力ユニット１８０へ、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、通気システム４０は、電力を生じさせる燃料電池１８２へ、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、通気システム４０は、極低温燃料タンク２２の外側に、気体燃料１９の少なくとも一部分を解放する。

燃料貯蔵システム、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の例示的な動作について、次に説明する。

（Ａ）天然ガスは、約−２６０°Ｆの温度および大気圧で、液状で存在する（ＬＮＧ）。旅客機、貨物機、軍用機、または汎用の航空機上でこれらの温度および圧力を維持するには、以下で特定する特徴を選択された組合せで用いることで、安全で効率的な費用効果の高いＬＮＧの貯蔵が可能になる。図３を参照すると、これらの特徴には次のものが含まれる。

（Ｂ）それだけに限定されるものではないがアルミニウムＡＬ５４５６およびより高強度のアルミニウムＡＬ５０８６などの合金、または他の適した合金から構築された燃料タンク２１、２２。

（Ｃ）軽量の複合材料から構築された燃料タンク２１、２２。

断熱の改善およびＬＮＧ流体への熱流のさらなる低減のために２重壁真空特徴を有する上記のタンク２１、２２。２重壁のタンクはまた、万一１次タンクが破裂した場合に安全格納デバイスとしても作用する。

（Ｄ）環境からＬＮＧタンクおよびその内容物への熱流を最小にするために、たとえばエーロゲルなどの上記で利用する軽量の断熱２７の代替実施形態。

エーロゲルによる断熱は、２重壁のタンク設計に加えて、または２重壁のタンク設計の代わりに使用することができる。

（Ｅ）２重壁のタンク間の空間を能動的に排気するように設計された任意選択の真空ポンプ２８。このポンプは、ＬＮＧボイルオフ燃料、ＬＮＧ、Ｊｅｔ−Ａ、電力、または航空機で利用可能な任意の他の電源から動作することができる。

（Ｆ）ＬＮＧ流体への熱伝達を低減させるために１次タンク内部に浸漬させた極低温ポンプ３１を有するＬＮＧタンク。

（Ｇ）正常状態または緊急状態でタンクからＬＮＧを取り出すことが可能な１つまたは複数のドレン管路３６を有するＬＮＧタンク。ＬＮＧドレン管路３６は、ＬＮＧの重力水頭のために排水速度を超えて取出し速度を増大させるのに適した極低温ポンプに接続される。

（Ｈ）外部環境からの熱の吸収によって形成される気体の天然ガスを取り出すために１つまたは複数の通気管路４１を有するＬＮＧタンク。この通気管路４１システムは、１方向の逃し弁または背圧弁３９の使用によってタンクを所望の圧力で維持する。

過圧力の状況が生じた場合に備えて主要通気管路への並列の安全逃しシステム４５を有するＬＮＧタンク。バーストディスクは、代替の特徴または同様の特徴４６である。逃し通気は、気体燃料を機外へ誘導するはずである。

（Ｊ）民間航空機向けに設計されて利用可能なものなどの標準的なＪｅｔ−Ａ補助燃料タンクに関連する既存の容器と共形となるように設計されたジオメトリを有する、上記の設計特徴のいくつかまたはすべてを有するＬＮＧ燃料タンク。

（Ｋ）民間航空機上で見られるものなどの従来の乗客機および貨物機の下部貨物室（複数可）と共形となって嵌合するように設計されたジオメトリを有する、上記の設計特徴のいくつかまたはすべてを有するＬＮＧ燃料タンク。

（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または新規の航空機の中心翼タンク２２に対する修正形態。

通気およびボイルオフシステムは、知られている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てタンクおよびその内容物を冷却する蒸発プロセスである。ＬＮＧのボイルオフは、様々な異なるプロセスによって利用および／または消費することができ、それらのプロセスは、場合によっては、航空機システムに有用な機能を提供するが、他の場合は、単により環境的に許容できる設計のために燃料を燃焼させる。たとえば、ＬＮＧタンクからの通気ガスは、主にメタンからなり、次のいくつかまたはすべての組合せに使用される。

航空機ＡＰＵ（補助電力ユニット）１８０への経路指定。図３に示すように、タンクからの気体通気管路は、燃焼器内で使用するために補助電力ユニットに直列または並列に経路指定される。ＡＰＵは、典型的には民間機および軍用機上で見られる既存のＡＰＵ、または天然ガスのボイルオフを有用な電気的および／もしくは機械的動力に変換することに専用の別個のＡＰＵとすることができる。ボイルオフ天然ガス圧縮器は、ＡＰＵ内での利用に必要とされる適当な圧力に天然ガスを圧縮するために利用される。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。

１つまたは複数の航空機ガスタービンエンジン（複数可）１０１への経路指定。図３に示すように、ＬＮＧ燃料タンクからの天然ガス通気管路は、主ガスタービンエンジン１０１の１つまたは複数へ通路指定され、動作中にエンジンへの追加の燃料源を提供する。天然ガス圧縮器は、航空機ガスタービンエンジン内での利用に必要とされる適当な圧力まで通気ガスを圧送するために利用される。

放出されて燃焼する。図３に示すように、タンクからの天然ガス通気管路は、独自の電気火花着火システムを有する小型の専用通気燃焼器１９０へ経路指定される。このようにして、メタンガスは大気へ解放されない。燃焼の生成物は通気され、その結果、より環境的に許容できるシステムが得られる。

通気される。図３に示すように、タンクからの天然ガス通気管路は、航空機ガスタービンの１つまたは複数の排気ダクトへ経路指定される。別法として、通気管路は、ＡＰＵ排気ダクトまたは航空機後縁のいずれかへの別個の専用の管路へ経路指定することができる。天然ガスは、これらの位置Ｖの１つまたは複数から大気へ適切に通気することができる。

地上動作。図３に示すように、地上動作中、システムのいずれかは、任意の地上システム内で天然ガスボイルオフを収集および利用する地上支持機器に通気管路４１が取り付けられるように設計することができる。通気はまた、流入システム３２を使用して航空機ＬＮＧタンク内へ燃料を同時に注入しながら通気ガスを捕獲および再利用することができる地上支持機器による燃料補給動作中に行うことができる（図３に（Ｓ）で示す同時通気および燃料補給）。

ＩＶ．推進（エンジン）システム
図４は、極低温液体燃料１１２を使用して推進力を生成することが可能なガスタービンエンジン１０１を備える例示的な２重燃料推進システム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器１０５と、燃料を燃やして高圧タービン１５５を駆動する高温のガスを生成する燃焼器９０とを備える。燃焼器９０は、灯油ベースの燃料などの従来の液体燃料を燃やすことが可能である。燃焼器９０はまた、たとえば蒸発器６０などによって燃焼のために適切に準備された、たとえばＬＮＧなどの極低温燃料を燃やすことが可能である。図４は、極低温液体燃料１１２を気体燃料１３に変化させることが可能な蒸発器６０を概略的に示す。２重燃料推進システム１００のガスタービンエンジン１０１は、着火のために気体燃料１３を燃焼器９０に供給する燃料ノズル８０をさらに備える。１つの例示的な実施形態では、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２重燃料推進システム１００（たとえば、図４に示す）では、ガスタービンエンジン１０１は、高圧圧縮器１０５から軸方向に前方へ位置するファン１０３を備える。ファン１０３と高圧圧縮器１０５との間には、昇圧器１０４（図４に示す）が軸方向に位置することができ、ファンおよび昇圧器は、低圧タービン１５７によって駆動される。他の実施形態では、２重燃料推進システム１００のガスタービンエンジン１０１は、中圧タービン（図４にはどちらも図示せず）によって駆動される中圧圧縮器を含むことができる。昇圧器１０４（または中圧圧縮器）は、圧縮器１０５に入る空気の圧力を増大させ、圧縮器１０５によるより高い圧力比の生成を容易にする。図４に示す例示的な実施形態では、ファンおよび昇圧器は、低圧タービン１５７によって駆動され、高圧圧縮器は、高圧タービン１５５によって駆動される。

図４に概略的に示す蒸発器６０は、エンジン１０１上またはその付近に取り付けられる。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後の燃焼のために気体状に体積的に膨張させることである。蒸発器６０内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内の多くの熱源の１つまたは複数から得ることができる。これら熱源には、それだけに限定されるものではないが、（ｉ）ガスタービン排気、（ｉｉ）圧縮器の中間冷却、（ｉｉｉ）高圧および／または低圧タービンの隙間制御空気、（ｉｖ）ＬＰＴパイプ冷却寄生空気、（ｖ）高圧および／または低圧タービン内で使用される冷却空気、（ｖｉ）潤滑油、ならびに（ｖｉｉ）航空機システム５内に搭載されている航空電子工学機器、電子機器が含まれる。

蒸発器に対する熱はまた、圧縮器１０５、昇圧器１０４、中圧圧縮器（図示せず）、および／またはファン側管空気流１０７（図４参照）から供給することができる。圧縮器１０５からの放出空気の一部分を使用する例示的な実施形態を、図５に示す。圧縮器放出空気２の一部分は、図５に項目３で示すように、蒸発器６０へ抜き出される。たとえばＬＮＧなどの極低温液体燃料２１は蒸発器６０に入り、そこで空気流３からの熱が極低温液体燃料２１へ伝達される。１つの例示的な実施形態では、本明細書に前述したように、加熱された極低温燃料はさらに膨張し、蒸発器６０内に気体燃料１３を生じさせる。次いで、気体燃料１３は、燃料ノズル８０（図５参照）を使用して燃焼器９０内へ導入される。蒸発器から出て冷却された空気流４は、燃焼器９０構造および／または高圧タービン１５５構造などの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内の熱交換器部分は、たとえば、多管式の設計、２重管式の設計、および／またはフィン付形の設計などの知られている設計とすることができる。蒸発器６０内の燃料１１２の流れ方向および加熱流体９６の方向（図４参照）は、並流方向、向流方向とすることができ、また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、直交流に流れることができる。

蒸発器６０内の熱交換は、金属壁を通って極低温燃料と加熱流体との間で直接行うことができる。図５は、蒸発器６０内の直接熱交換器を概略的に示す。図６ａは、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内の熱交換は、中間加熱流体の使用を通じて、極低温燃料と上に挙げた熱源との間で間接的に行うことができる。図６ｂは、中間加熱流体６８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に示す間接熱交換器では、中間加熱流体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、中間加熱流体６８からの熱は、極低温液体燃料１１２へ伝達される。図６ｃは、蒸発器６０内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、中間加熱流体６８は、ガスタービンエンジン１０１のファン側管流１０７の一部分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、中間加熱流体６８が極低温液体燃料１１２を加熱する。制御弁３８は、流れ流間の相対的な熱交換を制御するために使用される。

（Ｖ）２重燃料航空機システムを動作させる方法
２重燃料推進システム１００を使用する航空機システム５の例示的な動作方法について、図７に概略的に示す例示的な飛行任務プロファイルに関して次に説明する。図７に概略的に示す例示的な飛行任務プロファイルは、文字ラベルＡ−Ｂ−Ｃ−Ｄ−Ｅ−…−Ｘ−Ｙなどによって特定される飛行任務の様々な部分中のエンジンパワ−設定を示す。たとえば、Ａ−Ｂは始動を表し、Ｂ−Ｃは地上アイドルを示し、Ｇ−Ｈは離陸を示し、Ｔ−ＬおよびＯ−Ｐは巡航を示し、以下同様である。航空機システム５の動作中（図７の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、たとえば離陸中など、推進システムの第１の選択された動作部分中に、たとえば第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、推進システムの第２の選択された動作部分中に、たとえば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の選択された動作部分中、ガスタービンエンジン１０１は、第１の燃料１１と第２の燃料１２の両方を同時に使用して推進力を生成することが可能である。第１の燃料と第２の燃料の割合は、２重燃料推進システム１００の様々な動作段階中、適宜０％〜１００％で変動させることができる。

２重燃料ガスタービンエンジン１０１を使用して２重燃料推進システム１００を動作させる例示的な方法は、燃焼器９０内の第１の燃料１１を燃やすことによって航空機エンジン１０１を始動させるステップ（図７のＡ−Ｂ参照）を含み、燃焼器９０は、エンジン１０１内でガスタービンを駆動する高温のガスを生成する。第１の燃料１１は、灯油ベースのジェット燃料など、知られているタイプの液体燃料とすることができる。エンジン１０１は、始動されると、たとえば極低温燃料などの第２の燃料を蒸発させるために使用することができるのに十分な高温のガスを生じさせることができる。次いで、蒸発器６０内の熱を使用して第２の燃料１２を蒸発させ、気体燃料１３を形成する。第２の燃料は、たとえば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の動作は、本明細書に前述した。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内へ導入され、気体燃料１３は燃焼器９０内で燃やされ、燃焼器９０は、エンジン内でガスタービンを駆動する高温のガスを生成する。燃焼器内へ導入される第２の燃料の量は、流量絞り弁６５を使用して制御することができる。例示的な方法は、航空機エンジンを始動させた後、所望する場合、第１の燃料１１の供給を停止させるステップをさらに含むことができる。

２重燃料航空機ガスタービンエンジン１０１を動作させる例示的な方法では、第２の燃料１２を蒸発させるステップは、エンジン１０１内の熱源から抽出される高温のガスからの熱を使用して実行することができる。前述のように、この方法の一実施形態では、高温のガスは、エンジン内の圧縮器１０５からの圧縮空気とすることができる（たとえば、図５に示す）。この方法の別の実施形態では、高温のガスは、エンジンの排気ノズル９８または排気流９９から供給される（たとえば、図６ａに示す）。

２重燃料航空機エンジン１０１を動作させる例示的な方法は、任意選択で、たとえば図７に示すように、飛行プロファイル１２０の選択された部分中に選択された割合の第１の燃料１１および第２の燃料１２を使用して、ガスタービンエンジン１０１を駆動する高温のガスを生成するステップを含むことができる。第２の燃料１２は、たとえば液化天然ガス（ＬＮＧ）などの極低温液体燃料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）の異なる部分中に第１の燃料１１および第２の燃料１２の割合を変動させるステップは、航空機システムを経済的かつ効率的に動作させるのに役立つように使用することができる。これは、たとえば、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。これは、たとえば、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燃料などの灯油ベースの液体燃料を使用する際に当てはまることがある。２重燃料航空機エンジン１０１を動作させる例示的な方法では、使用される第２の燃料１２の量と使用される第１の燃料の量との割合（比）は、飛行任務の部分に応じて、約０％〜１００％で変動させることができる。たとえば、１つの例示的な方法では、飛行プロファイルの巡航部分中、使用される灯油ベースの燃料に対する、使用されるより安価な第２の燃料（ＬＮＧなどの）の割合は約１００％であり、燃料のコストが最小になる。別の例示的な動作方法では、はるかに高い推力レベルを必要とする飛行プロファイルの離陸部分中、第２の燃料の割合は約５０％である。

上記の２重燃料航空機エンジン１０１を動作させる例示的な方法は、制御システム１３０を使用して、燃焼器９０内へ導入される第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さらに含むことができる。例示的な制御システム１３０を、図４に概略的に示す。制御システム１３０は、制御信号１３１（Ｓ１）を制御弁１３５へ送り、燃焼器９０へ導入される第１の燃料１１の量を制御する。制御システム１３０はまた、別の制御信号１３２（Ｓ２）を制御弁６５へ送り、燃焼器９０へ導入される第２の燃料１２の量を制御する。使用される第１の燃料１１と第２の燃料１２の割合は、飛行プロファイル１２０の異なる飛行区分中に必要とされる場合に割合を変動させるようにプログラムされたコントローラ１３４によって、０％〜１００％で変動させることができる。制御システム１３０はまた、たとえばファン速度もしくは圧縮器速度または他の適したエンジン動作パラメータに基づいて、フィードバック信号１３３を受け取ることができる。１つの例示的な方法では、制御システムは、たとえば全機能デジタル電子制御部（ＦＡＤＥＣ）３５７などのエンジン制御システム一部とすることができる。別の例示的な方法では、機械式または油圧機械式のエンジン制御システムが、制御システムの一部または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方策は、航空機システム５の経済的な動作を実現するように適切に設計される。昇圧ポンプ５２および高圧ポンプ（複数可）５８への制御システムフィードバックは、エンジンＦＡＤＥＣ３５７を介して、または別個の制御システムによって分散させて演算することによって実現することができ、別個の制御システムは、任意選択で、様々な利用可能なデータ通路を通ってエンジンＦＡＤＥＣおよび航空機システム５の制御システムと通信することができる。

たとえば図４に示す項目１３０などの制御システムは、ポンプ５２、５８の速度および出力を変動させて、安全性の目的のための翼７を横切る指定の圧力（たとえば、約３０〜４０ｐｓｉ）と、高圧ポンプ５８の下流の異なる圧力（たとえば、約１００〜１５００ｐｓｉ）とを維持し、ＬＮＧの臨界点を上回るようにシステム圧力を維持して、２相流を回避し、高い圧力および燃料の密度で動作することによって、ＬＮＧ燃料送出システムの体積および重量を低減させることができる。

例示的な制御システム１３０、３５７では、制御システムソフトウェアは、次の論理、すなわち、（Ａ）高い圧縮器放出温度（Ｔ３）および／またはタービン入口温度（Ｔ４１）の容器内で離陸時および／または他の時点にたとえばＬＮＧなどの極低温燃料の使用を最大にする制御システム方策、（Ｂ）燃料コストを最小にするため、任務時にたとえばＬＮＧなどの極低温燃料の使用を最大にする制御システム方策、（Ｃ）高所での再点火のためにのみ、たとえば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）初期設定として従来のＪｅｔ−Ａのみで地上での始動を実行する制御システム１３０、３５７、（Ｅ）あらゆる非典型的な起動中はデフォルトでＪｅｔ−Ａのみになる制御システム１３０、３５７、（Ｆ）任意の割合で従来の燃料（Ｊｅｔ−Ａなど）またはたとえばＬＮＧなどの極低温燃料の手動の（パイロットの指示による）選択を可能にする制御システム１３０、３５７、（Ｇ）すべての高速の加速および減速のために従来の燃料（Ｊｅｔ−Ａなど）を１００％利用する制御システム１３０、３５７のいずれかまたはすべてを含むことができる。

本開示のシステムは、航空機のエンジンに結合された発電機を使用して電力を生成することで、エンジンの特有の燃料消費が上昇することがあることを企図する。本開示の少なくともいくつかの態様によるいくつかの例示的な実施形態は、単一および２重燃料エンジン内で極低温燃料を使用して航空機上の廃熱からの電力生成を容易にすることができる。いくつかの例示的な実施形態は、特有の燃料消費にほとんど影響を与えることのない電力生成能力を提供することができる。例示的な実施形態は、任意のタイプのガスタービン航空機エンジン（たとえば、ターボファン、ターボジェット、ターボプロップ、オープンロータなど）に関連して使用することができる。

概して、本開示の少なくともいくつかの態様によるいくつかの例示的な実施形態は、エネルギー効率のよい方法で航空機エンジン用のクライオ燃料（液化天然ガスなど）を蒸発させるように構成されたシステムを含むことができる。いくつかの例示的なシステムは、潤滑油ポンプ、主エンジン燃料ポンプ、環境制御システム、氷結防止、および／または電気システムなど、航空機エンジンシステム内の廃熱源を利用するように構成することができる。いくつかの例示的なシステムは、環境制御システム、氷結防止、および／または電気システムに対する異なる飛行段階および航空機搭載状態において、様々なエンジン動作状態によってエネルギー回復ならびに／または構成要素および／もしくは流体温度の制御を改善する調節能力を提供することができる。

本開示の少なくともいくつかの態様によるいくつかの例示的な実施形態は、実質上１次エンジンの外に取り付けられた燃料を運搬する熱交換器を含むことができ、それによって鳥の衝突および／または砂の吸込みなど、異物による損傷に対する脆弱性を低減させることができる。

本開示の少なくともいくつかの態様によるいくつかの例示的な実施形態は、エンジン抽気と天然ガス（たとえば、蒸発させたもの）との間の熱交換を含むことができ、それによって抽気の温度を低減させることができる。温度を低減させた抽気は、たとえばタービンノズルおよび羽根を冷却するために使用することができる。抽気によって放出される熱の少なくとも一部は、天然ガス燃料によって取り込むことができ、それによってそのような熱の少なくとも一部をエンジンの熱力学的サイクルへ戻すことができる。

概して、例示的なシステムは、１つまたは複数のクライオ燃料（たとえば、ＬＮＧ）の加熱および／または蒸発のために、次の熱源、すなわち、（１）航空機環境制御システム、および／もしくは翼および／もしくはナセル用の氷結防止システムに対して、エンジン抽気からの熱を取り込んだ後などの、予冷器排気ファン抽気（たとえば、圧縮器放出圧力および／もしくは中間段階の圧力）、（２）主ガス経路から取り出されてエンジンカウル室内などの熱交換器へ進む調節済みコアエンジン排気流、ならびに／または、（３）燃料ポンプおよび／もしくは計量システム、および／もしくはエンジン潤滑油ポンプおよび／もしくは軸受からの熱を運搬することができる、エンジンジェット燃料および／もしくは潤滑油の１つまたは複数を使用することができる。

概して、極低温温度（たとえば、約−２６０Ｆ）からのＬＮＧなどのクライオ燃料の蒸発は、著しい量のエネルギー（たとえば、巡航時の民間輸送航空機で約５００キロワット）を必要とすることがあり、かつ／または、１次コア排気流路内の熱交換器などの直接蒸発システムを使用するとき、エンジン効率に最大２％の影響を与えることがある（クライオ燃料が使用されていないときでも圧力損失を有し、異物の損傷に対する脆弱性をもたらす）。他のシステムは、直接エンジン抽気（たとえば、ＣＤＰ）を使用して、ＬＮＧを加熱および蒸発させることができるが、それにより、サイクル効率に約３％の不利益を課すことがある。本開示によるいくつかの例示的なシステムは、直接排気熱交換システムの不利益を回避しながらエンジンおよび／もしくは航空機システム内の廃熱源を使用することによって、または１次エンジン抽気などの他のエネルギー源を使用することによって、エネルギーの節約を提供することができる。

いくつかの例示的な実施形態は、いくつかの代替蒸発手法に比べてエンジンレベルで約２〜約３％の燃料効率の利益を提供することができる。いくつかの例示的な実施形態は、１次エンジン内に取り付けられた燃料熱交換器を組み込むシステムと比較すると、異物の損傷および／またはその潜在的な影響（燃料漏れなど）への露出の低減を提供することができる。いくつかの例示的な実施形態は、高温部分の冷却空気温度を低減させるため、エンジンの高温部分の保守コストの低減に寄与することができる。

本開示は、いくつかの２重燃料システムが、ＬＮＧ／クライオ燃料を加熱および／または蒸発させるために、直接コア排気熱を使用することができ、かつ／またはＣＤＰ抽気を使用することができることを企図する。いくつかのそのような手法は、約２〜約３％のエンジンサイクル効率の不利益に関連することがある。

図８は、本開示の少なくともいくつかの態様によるクライオ燃料を蒸発させる例示的なシステム４００のブロック図である。ファン空気４０２、中圧（「ＩＰ」）圧縮器抽気４０４、および／または圧縮器放出圧力（「ＣＤＰ」）抽気４０６は、ガスタービンエンジン４０８（たとえば、ターボファンエンジン）から環境制御システム（「ＥＣＳ」）空気予冷器４１０へ誘導することができる。ＩＰ空気４０４は、ＣＤＰ空気４０６の逆流を防止するように構成された逆止弁４１２および／または圧力調節遮断弁（「ＰＲＳＯＶ」）４１４を通って流れ、ＥＣＳ空気予冷器４１０に到達することができる。ＣＤＰ空気４０６は、高圧遮断弁（「ＨＰＳＯＶ」）４１６および／またはＰＲＳＯＶ４１４を通って流れ、ＥＣＳ空気予冷器４１０に到達することができる。ＨＰＳＯＶ４１６は、様々なエンジン動作状態で所望の抽気流および／または圧力を提供するためなど、所望される場合に開閉することができる。ＰＲＳＯＶ４１４は、ＰＲＳＯＶ４１４を通る空気流を調節および／または防止することができる。

ＥＣＳ予冷器４１０は、ＩＰ抽気４０４および／またはＣＤＰ抽気４０６からファン空気４０２流へ熱を伝達するように構成することができる。冷却空気４１８は、ＥＣＳおよび／またはナセルおよび／または翼氷結防止システムなど、様々な航空機（「Ａ／Ｃ」）システムへ提供することができる。加熱ファン空気４２０は、第１の液体天然ガス（「ＬＮＧ」）熱交換器（「ＨＸ」）１（４２２として示す）へ供給することができ、かつ／または、次いで排気することができる。ＬＮＧ ＨＸ１ ４２２は、ＬＮＧ ＨＸ１ ４２２を通って流れるＬＮＧへ、加熱ファン空気４２０からの熱を伝達するように構成することができる。

本開示の少なくともいくつかの態様によるいくつかの例示的な実施形態では、コア排気抽気４２４は、コア排気抽気弁４２８を介して第２のＬＮＧ ＨＸ２（４２６として示す）へ選択的に供給することができ、かつ／または、次いで排気することができる（たとえば、周囲へ）。ＬＮＧ ＨＸ２ ４２６は、ＬＮＧ ＨＸ２ ４２６を通って流れるＬＮＧへ、コア排気抽気４２４からの熱を伝達するように構成することができる。

いくつかの例示的な実施形態では、ＬＮＧ（および／または１つもしくは複数の他のクライオ燃料）が、直流の関係などで、航空機（たとえば、航空機の貯蔵タンクおよび／またはポンプなど）からＬＮＧ ＨＸ１ ４２２および／またはＬＮＧ ＨＸ２ ４２６を通って流れることができる。ＬＮＧ ＨＸ１ ４２２および／またはＬＮＧ ＨＸ２ ４２６を通過した後、天然ガスは、図９を参照して以下に論じるように、燃料−燃料冷却器および／またはガス燃料ノズルへ供給することができる（図示の経路４３０を介して）。いくつかの例示的な実施形態では、ＬＮＧ ＨＸ２ ４２６から出る天然ガスは、約０Ｆ〜約４０Ｆとすることができ、かつ／または気化させることができる。蒸発は、ＬＮＧ ＨＸ１ ４２２および／またはＬＮＧ ＨＸ２ ４２６内で行うことができる。

ＬＮＧ ＨＸ１ ４２２からＬＮＧ ＨＸ２ ４２６へ流れるＬＮＧの温度を測定するために、温度センサ１ ４３２を配置することができる。コア排気抽気４２４の温度を測定するために、温度センサ２ ４３４を配置することができる。ＬＮＧ ＨＸ２ ４２６から流れる天然ガスの温度を測定するために、温度センサ３ ４３６を配置することができる。

温度センサ１ ４３２、温度センサ２ ４３４、および／または温度センサ３ ４３６には、測定温度を受け取りかつ／または測定温度に作用するように、デジタル電子制御部（「ＤＥＣ」）４３８を動作可能に結合することができる。ＤＥＣ４３８は、コア排気抽気弁４２８の動作を誘導し、かつ／またはコア排気抽気弁４２８の位置を確認するように、動作可能に結合することができる。たとえば、ＬＮＧへ伝達される熱を増大させることが望ましい場合、コア排気抽気弁４２８は、コア排気抽気流を増大させるように開方向に動作させることができる。ＬＮＧへ伝達される熱を低減させることが望ましい場合、コア排気抽気弁４２８は、コア排気抽気流を低減させるように遮断方向に動作させることができる。

図９は、本開示の少なくともいくつかの態様によるクライオ燃料を蒸発させる例示的なシステム５００のブロック図である。ＬＮＧ ＨＸ２ ４３０からの天然ガスは、燃料−燃料冷却器（ＦＦＣ）５０４を通ってガスタービンエンジンに関連する２重燃料（たとえば、ＪＰ（ジェット）燃料および天然ガス）ノズル５２２、５５６などの１つまたは複数の燃料ノズルへ供給することができる。ＦＦＣ５０４の流体的に下流に、緊急遮断弁（「ＥＳＶ１」）５５２を配置することができる。ＥＳＶ１ ５５２の流体的に下流に、ガス絞り弁（「ＧＭＶ」）５５０を配置することができる。ＧＭＶ５５０は、ＧＭＶサーボ５０３によって動作させることができ、ＧＭＶサーボ５０３は、燃料分配ユニット５０２内に配置することができ、かつ／またはデジタルエンジンコントローラ５０６に動作可能に結合することができる。ＧＭＶ５５０は、燃料ノズル５５６への天然ガスの流れを調節することができる。

いくつかの例示的な実施形態では、航空機５１０（たとえば、タンクおよび／またはポンプ）からのジェット燃料は、主燃料ポンプ５１２へ流れることができ、主燃料ポンプ５１２は、加圧燃料を油圧機械式燃料制御または計量ユニット５１４へ供給することができる。燃料は、油圧機械式燃料制御または計量ユニット５１４からＦＦＣ５０４のジェット燃料側へ流れることができる。燃料質量流量（「ＷＦ」）センサ５１５は、ＦＦＣ５０４へのジェット燃料の流量を測定するように構成することができ、かつ／またはデジタルエンジン制御５０６に動作可能に結合することができる。油圧機械式燃料制御または計量ユニット５１４は、可変静翼（「ＶＳＶ」）アクチュエータおよび／または可変抽気弁（「ＶＢＶ」）アクチュエータへ加圧燃料を供給するように構成することができる。

ＦＦＣ５０４内で、ジェット燃料は、４３０を通って流れる天然ガスへ熱を伝達することができる。次いで、ジェット燃料は、燃料分割弁（ＦＳＶ）５２０へ流れることができ、燃料分割弁５２０は、主燃料ポンプ（任意選択の空気冷却器を介する）および／または燃料ノズル５２２間の流れを誘導するように構成することができる。燃料分割弁５２０は、デジタルエンジンコントローラ５０６に動作可能に結合することができる。デジタルエンジンコントローラ５０６は、燃料ノズル５２２へ送られるジェット燃料の量および／または再循環されるジェット燃料の量を調節するように燃料分割弁５２０の動作を誘導することができる。

ＦＦＣ５０４に入るジェット燃料の温度は、「燃料温度１」センサ５２１によって測定することができ、かつ／またはＦＦＣ５０４から出る燃料の温度は、「燃料温度２」センサ５２３によって測定することができる。デジタルエンジンコントローラ５０６は、それだけに限定されるものではないが、Ｎ２（高圧スプール回転速度）、周囲圧力（「Ｐ₀」）、燃料質量流量、および／または過速度保護２重燃料モードを含む、様々な入力５６６を受け取るように構成することができる。デジタル電子制御部は、ＬＮＧ−ジェット燃料比入力５６７を受け取るように構成することができる。１つまたは複数の入力５６６、５６７に基づいて、デジタル電子制御部５０６は、ジェット燃料および／または天然ガスの所望の流量および／または温度を提供するように、燃料分割弁５２０および／またはＧＭＶ５５０の動作を誘導することができる。

本明細書に記載の実施形態は、廃熱を生成する航空機用のエンジン内で極低温燃料を使用するのに適したものとすることができる。前述の実施形態は、様々な機能上の利益および特徴を提供することができる。たとえば、前述の方法および装置は、廃熱、すなわち普通ならさらに使用しないで捨てられるはずの熱を利用し、この熱を適用して燃焼前に極低温燃料を蒸発させることが可能である。たとえば１次コア排気流路内の熱交換器などの直接蒸発システムではなく、廃熱を利用することによって、このシステムは、エンジン効率を最大２％増大させることが可能である。さらに、複数の熱交換器を複数の熱源とともに利用することによって、合計の廃熱を適用して極低温燃料を完全に蒸発させることができる。別法として、記載のように、特定の熱交換器は、十分な蒸発熱を提供するために、必要に応じて有効または無効にすることができる。前述のシステムの追加の効率も考えられる。

加えて、廃熱源を利用して、１次コア排気流路から蒸発システムをなくすことによって、蒸発システムは、異物の危険からより良好に保護することができ、かつ／または異物の危険の影響をあまり受けないようにすることができる。

前述のシステムのさらに別の利点は、燃料蒸発システムがエンジンのカウル室からの廃熱を利用して取り出し、したがってアンダーカウル温度を低減させることができることである。アンダーカウル温度の低減は、そのカウル室内に取り付けられた様々な構成要素の信頼性の改善に直接寄与することができる。

さらに、ＬＮＧおよびジェット燃料で航空機エンジンを動作させることで、ＬＮＧおよびジェット燃料のコストがより低くなるため、動作コストを３０％以上節約することができることが企図される。さらに、前述の実施形態は、単一燃料システムから２重燃料システムへ拡張する簡略化された手法を含み、それによって制御部の開発、試験、およびエンジンの認証に伴う実質的なコストを節約することができる。また、いくつかの例示的な実施形態では、エンジンサイクルおよび重量に不利益を与える冷却システムを加えないため、航空用エンジン燃料の燃焼または特有の燃料消費の影響（たとえば、約０．５〜約１パーセント）を回避することができる。前述の実施形態は、民間輸送航空機、軍用タンカ航空機、および／または軍用輸送航空機に関連して使用することができる。たとえば、いくつかの実施形態は、ジェット燃料のみで動作するように現在構成されている航空機上に設置されるように構成された拡張システムに関連して使用することができる。

前述していない範囲内で、様々な実施形態の異なる特徴および構造を、所望される場合、互いに組み合わせて使用することができる。その１つの特徴が実施形態のすべてに記載されていないこともあるが、これはその特徴が含まれないと解釈されることを意味するものではなく、説明を簡単にするために行ったものである。したがって、異なる実施形態の様々な特徴は、新しい実施形態を形成するために、新しい実施形態が明示的に記載されているか否かにかかわらず、所望される場合は混合および整合させることができる。本明細書に記載の特徴のすべての組合せまたは並べ替えは、本開示によって包含される。

ここに記載の説明では例を使用して、最良の形態を含む本発明を開示し、任意のデバイスまたはシステムの作製および使用ならびに任意の組み込まれている方法の実行を含めて当業者であれば本発明を実行することを可能にする。本発明の特許可能な範囲は、特許請求の範囲によって定義されており、当業者には想到される他の例を含むことができる。そのような他の例は、特許請求の範囲に記載の言語と変わらない構造上要素を有する場合、または特許請求の範囲に記載の言語とはわずかな違いを有するが均等の構造上要素を含む場合、特許請求の範囲の範囲内であるものとする。

２ 圧縮器放出空気
３ 空気流
４ 空気流
５ 航空機システム
６ 胴体
７ 翼
１０ 燃料貯蔵システム
１１ 第１の燃料
１２ 第２の燃料
１３ 気体燃料
１５ 中心線軸
１６ 尾翼部分
１７ バフル
１９ 気体燃料
２１ 第１の燃料タンク
２２ 第２の燃料タンク
２３ 第１の壁
２４ 貯蔵体積
２５ 第２の壁
２６ 間隙
２７ 断熱材料
２８ 真空ポンプ
２９ 未使用の気体燃料の少なくとも一部分
３０ 流出システム
３１ 送出ポンプ
３２ 流入システム
３４ リサイクルシステム
３６ ドレン管路
３８ 制御弁
３９ 逃し弁、背圧弁
４０ 通気システム
４１ 通気管路
４２ 極低温冷却器
４５ 安全解放システム
４６ 破裂板
５０ 燃料送出システム
５２ 昇圧ポンプ
５４ 翼供給導管
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 流量絞り弁
６８ 中間加熱流体
７０ 燃料マニホルド
８０ 燃料ノズル
９０ 燃焼器
９６ 加熱流体
９７ 排気ガスの一部分
９８ 排気ノズル
９９ ガスタービン排気
１００ 推進システム
１０１ ガスタービンエンジン
１０３ ファン
１０４ 昇圧器
１０５ 高圧圧縮器
１０７ ファン側管
１０８ コアエンジン
１０９ 吸気側
１１０ 排気側
１１２ 極低温液体燃料
１１４ 第１のロータシャフト
１１５ 第２のロータシャフト
１１６ エンジン囲壁
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 制御信号
１３３ フィードバック信号
１３４ コントローラ
１３５ 制御弁
１５５ 高圧タービン
１５７ 低圧タービン
１８０ 補助電力ユニット
１８２ 燃料電池
１９０ 小型の専用通気燃焼器
３５７ 全機能デジタル電子制御部（ＦＡＤＥＣ）
４００ 燃料電池システム
４０２ ファン空気
４０４ 中圧（「ＩＰ」）圧縮器抽気
４０６ 圧縮器放出圧力（「ＣＤＰ」）抽気
４０８ ガスタービンエンジン
４１０ 環境制御システム（「ＥＣＳ」）空気予冷器
４１２ 逆止弁
４１４ 圧力調節遮断弁（「ＰＲＳＯＶ」）
４１６ 高圧遮断弁（「ＨＰＳＯＶ」）
４１８ 冷却空気
４２０ 加熱ファン空気
４２２ 第１の液体天然ガス（「ＬＮＧ」）熱交換器（「ＨＸ」）１、ＬＮＧ ＨＸ１
４２４ コア排気抽気
４２６ 第２のＬＮＧ ＨＸ２
４２８ コア排気抽気弁
４３０ 経路
４３２ 温度センサ１
４３４ 温度センサ２
４３６ 温度センサ３
４３８ デジタル電子制御部（「ＤＥＣ」）
５００ システム
５０２ 燃料分配ユニット
５０３ ＧＭＶサーボ
５０４ 燃料−燃料冷却器（ＦＦＣ）
５０６ デジタルエンジンコントローラ
５１０ 航空機
５１２ 主燃料ポンプ
５１４ 油圧機械式燃料制御または計量ユニット
５１５ 燃料質量流量（「ＷＦ」）センサ
５２０ 燃料分割弁（ＦＳＶ）
５２１ 「燃料温度１」センサ
５２２ ２重燃料ノズル
５２３ 「燃料温度２」センサ
５５０ ガス絞り弁（「ＧＭＶ」）
５５２ 緊急遮断弁（「ＥＳＶ１」）
５５６ 燃料ノズル
５６６ 入力
５６７ ＬＮＧ−ジェット燃料比入力
Ｇ 気体
Ｌ 液体状態
Ｐ１ 第１の圧力
Ｐ２ 第２の圧力
Ｐ３ 第３の圧力
Ｐ４ 第４の圧力
Ｓ 同時通気および燃料補給
Ｖ 位置

Claims (14)

1. 廃熱を生成する航空機（５）用のエンジン（１０１）内で極低温燃料（１２）を使用する方法であって、
   前記エンジン（１０１）内での燃焼のために液体の極低温燃料（１２）を供給するステップと、
   前記エンジン（１０１）内での燃焼前に、前記航空機（５）からの前記廃熱で前記液体の極低温燃料（１２）を蒸発させて、前記液体の極低温燃料（１２）から蒸発燃料を形成するステップとを含む、方法。
2. 前記蒸発させた極低温燃料（１２）を前記エンジン（１０１）内で燃焼させるステップをさらに含む、請求項１記載の方法。
3. 前記航空機（５）からの廃熱で前記液体の極低温燃料（１２）を蒸発させるステップが、前記廃熱および前記液体の極低温燃料（１２）を熱交換器に通して、前記廃熱で前記液体の極低温燃料（１２）を加熱するステップを含む、請求項１記載の方法。
4. 前記廃熱を前記熱交換器に通すステップが、複数の廃熱源を前記熱交換器に通すステップを含む、請求項３記載の方法。
5. 前記廃熱および液体の極低温燃料（１２）を前記熱交換器に通すステップが、前記廃熱および液体の極低温燃料（１２）を複数の熱交換器に通すステップを含む、請求項３記載の方法。
6. 前記廃熱を前記複数の熱交換器に通すステップが、異なる廃熱源を前記複数の熱交換器の異なる熱交換器に送るステップを含む、請求項５記載の方法。
7. 前記廃熱を複数の熱交換器に通すステップが、前記液体の極低温燃料（１２）を第１の熱交換器に通し、したがって前記第１の熱交換器が、燃料蒸発温度を下回る温度まで前記燃料を加熱するステップと、前記液体の極低温燃料（１２）を前記第１の熱交換器から第２の熱交換器へ送り、したがって前記第２の熱交換器が前記燃料を蒸発させるステップとをさらに含み、前記液体の極低温燃料（１２）を両方の熱交換器に通す前記ステップが、単一の熱交換器では前記燃料を蒸発させることができない場合に行われる、請求項６記載の方法。
8. 前記廃熱で前記液体の極低温燃料（１２）を蒸発させるステップが、エンジンオイル、ジェット燃料、オイルポンプまたは計量システム、エンジン軸受、エンジン抽気、排気抽気、環境制御システム予冷器排気空気、航空機環境制御システム、氷結防止システム、圧縮器放出圧力、中間の圧縮器圧力、またはエンジン熱の少なくとも１つからの廃熱を提供するステップをさらに含む、請求項１記載の方法。
9. 前記廃熱で前記液体の極低温燃料（１２）を蒸発させるステップが、圧縮器抽気、ファン抽気、エンジンコアカウルマニホルド、排気システム、環境制御システム予冷器排気空気の少なくとも１つに関連する熱交換器からの廃熱を提供するステップをさらに含む、請求項１記載の方法。
10. エンジン（１０１）を有する航空機（５）用の燃料蒸発システムであって、
    液状の極低温燃料（１２）を有する極低温燃料リザーバと、
    前記航空機（５）からの廃熱源と、
    前記極低温燃料リザーバおよび前記エンジン（１０１）に流体的に結合され、前記熱源に熱的に結合された熱交換器とを備え、
    前記熱交換器が、前記エンジン（１０１）内での燃焼のために、前記廃熱源によって生成された前記熱で前記液体の極低温燃料（１２）を加熱することによって、前記液体の極低温燃料（１２）を蒸発させるように構成される、燃料蒸発システム。
11. 前記廃熱源が、圧縮抽気およびファン抽気を受け取って前記圧縮抽気を前記ファン抽気で冷却する抽気熱交換器を備える、請求項１０記載の燃料蒸発システム。
12. 前記熱交換器または廃熱源の少なくとも１つが、それぞれ複数の熱交換器または複数の廃熱源を構成する、請求項１０記載の燃料蒸発システム。
13. 前記複数の熱交換器の少なくともいくつかが、前記複数の廃熱源の異なる１つに熱的に結合される、請求項１２記載の燃料蒸発システム。
14. 前記廃熱源が、エンジンオイル、ジェット燃料、オイルポンプまたは計量システム、エンジン軸受、エンジン抽気、排気抽気、環境制御システム予冷器排気空気、航空機環境制御システム、氷結防止システム、圧縮器放出圧力、中間の圧縮器圧力、またはエンジン熱の少なくとも１つを備える、請求項１３記載の燃料蒸発システム。