JP6031097B2

JP6031097B2 - 航空機エンジン燃料システム及びその作動方法

Info

Publication number: JP6031097B2
Application number: JP2014515802A
Authority: JP
Inventors: ゴンユー，クレイグ・アラン; ワイズバーガー，ロバート・ハロルド; エプシュタイン，マイケル・ジェイ; トンプソン，クリストファー・マイケル
Original assignee: General Electric Co
Current assignee: General Electric Co
Priority date: 2011-06-17
Filing date: 2011-12-28
Publication date: 2016-11-24
Anticipated expiration: 2031-12-28
Also published as: EP2721272A1; CA2838561A1; WO2012173651A1; CN103608565A; JP2014520231A

Description

本明細書で開示される技術は、全体的に航空機システムに関し、より具体的には、航空機エンジン燃料システムに関する。

液化天然ガス（ＬＮＧ）のような特定の極低温燃料は、従来のジェット燃料よりも安価な場合がある。しかしながら、このような極低温燃料は、貯蔵時、並びにこれら燃料を利用して出力を生成する航空機エンジンへの途上の両方において、温度、圧力及び他のパラメータを慎重に管理する必要がある。

少なくとも特定の作動状態の間の航空機エンジンは、追加の構成要素及びシステムを駆動する予備容量を有する。しかしながら、航空機エンジン燃料システムにおいて極低温液体燃料を貯蔵及び輸送するための簡素でより効率的なシステムに対する要望が依然としてある。

米国特許第５，３２９，７５７号明細書

１つの態様において、航空機エンジン燃料システム（９００）は、ガスタービンエンジン（１０１）と、ターボチャージャ（９１０）と、圧縮機空気（Ａ）を前記ガスタービンエンジン（１０１）から前記ターボチャージャ（９１０）に提供する圧縮器ブリード空気システム（９３０）と、加圧ガス燃料（Ｇ）を前記ターボチャージャ（９１０）から前記ガスタービンエンジン（１０１）に提供する燃料送給システム（９４０）と、を備え、これにより前記圧縮機空気（Ａ）が前記ターボチャージャ（９１０）に動力を供給し、前記ターボチャージャ（９１０）が、前記加圧ガス燃料（Ｇ）を前記ガスタービンエンジン（１０１）にポンプ送給する。

別の態様において、航空機エンジン燃料システム（９００）を作動させる方法は、ガスタービンエンジン（１０１）を作動させるステップと、前記ガスタービンエンジン（１０１）から圧縮機空気（Ａ）を抽出するステップと、前記圧縮機空気（Ａ）をターボチャージャ（９１０）に送るステップと、前記ターボチャージャ（９１０）を作動させて、加圧ガス燃料（Ｇ）を前記ガスタービンエンジン（１０１）にポンプ送給するステップと、を含む。

本明細書で記載される技術は、添付図面と併せて以下の説明を参照することにより最も理解することができる。

２系統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。航空機エンジン燃料システムの例示的な実施形態の概略図。

種々の図全体を通して同一の参照符号が同じ要素を表す図面を参照する。

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、該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、飛行中に航空機システムを推進させるのに必要な推進力を発生させる推進システム１００を有する。推進システム１００は、図１において翼７に取り付けられて図示されているが、他の実施形態では、例えば、尾部１６のような航空機システム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において使用される１つ又はそれ以上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、本明細書で以下において更に説明するように、２つのタイプの燃料を使用している。従って、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と、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とを備える。図１に示す例示的な航空機システム５において、第１の燃料タンク２１の少なくとも一部は、航空機システム５の翼７に配置される。図１に示す１つの例示的な実施形態において、第２の燃料タンク２２は、胴体に翼が結合される場所の近くの航空機システムの胴体６に配置される。代替の実施形態において、第２の燃料タンク２２は、胴体６又は翼７における他の好適な位置に配置することができる。他の実施形態において、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、例えば、図１に概略的に示すような、航空機システムの胴体の後方部分に配置することができる。

本明細書において以下で更に説明するように、図１に示す推進システムは、第１の燃料１１又は第２の燃料１２を用いることにより、或いは、第１の燃料１１及び第２の燃料１２の両方を用いることにより、推進力を発生させることができる２系統燃料推進システムである。例示的な２系統燃料推進システム１００は、第１の燃料１１又は第２の燃料１２を選択的に用いて、或いは第１の燃料及び第２の燃料の両方を用いることにより、推進力を発生させることができるガスタービンエンジン１０１を含む。第１の燃料は、Ｊｅｔ−Ａ、ＪＰ−８、又はＪＰ−５、或いは他の既知のタイプ又はグレードとして当該技術分野で公知のもののような、ケロシンベースのジェット燃料などの従来の液体燃料とすることができる。本明細書で記載される例示的な実施形態において、第２の燃料１２は、超低温で貯蔵される極低温液体燃料である。本明細書で記載される１つの実施形態において、極低温の第２の燃料１２は、液化天然ガス（或いは、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、低温で燃料タンク内に貯蔵される。例えば、ＬＮＧは、絶対圧力約１５ｐｓｉａの約−２６５°Ｆで第２の燃料タンク２２に貯蔵される。燃料タンクは、チタン、インコネル、アルミニウム、又は複合材料などの公知の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、燃料を燃料貯蔵システム１０から推進システム１００に送給することができる燃料送給システム５０を備える。公知の燃料送給システムは、第１の燃料１１のような従来の液体燃料を送給するのに用いることができる。本明細書で記載される例示的な実施形態において、燃料送給システム５０は、例えば、ＬＮＧなどの極低温液体燃料を、極低温燃料を輸送する導管を通じて推進システム１００に送給するよう構成される。

図１に示す航空機システム５の例示的な実施形態は更に、第１の燃料１１及び第２の燃料１２の少なくとも１つを用いて電力を生成することができる燃料電池を備えた燃料電池システム４００を含む。燃料送給システム５０は、燃料貯蔵システム１０から燃料電池システム４００に燃料を送給することができる。１つの例示的な実施形態において、燃料電池システム４００は、２系統燃料推進システム１００によって使用される極低温燃料１２の一部を用いて出力を発生する。

上述され且つ図１に示された例示的な航空機システムなどの航空機システム、並びにこれを作動させる方法は、名称が「ＤｕａｌｆｕｅｌＡｉｒｃｒａｆｔｓｙｓｔｅｍａｎｄＭｅｔｈｏｄｆｏｒＯｐｅｒａｔｉｎｇＳａｍｅ（２系統燃料航空機システム及びこれを作動させる方法）」である、２０１１年９月３０に出願された、同一出願人による同時係属の特許出願シリアル番号ＰＣＴ／ＵＳ１１／５４３９６により詳細に記載され、この開示内容は、引用により全体が本明細書に組み込まれる。

図２は、航空機エンジン燃料システム９００の例示的な実施形態を示す。図２に示すシステムは、極低温液体燃料１１２を貯蔵できる極低温燃料タンク１２２を含む。１つの実施形態において、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用いることができる。例示的な燃料システム９００において、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、例えば、１５ｐｓｉａなどの大気圧に近接しているのが好ましい。

極低温燃料タンク１２２は、航空機胴体６内に配置されて図示されているが、他の設置位置を利用することもできる。文字「Ｑ」及びタンク１２２の壁を横切る矢印で示されるように、航空機環境からの熱がタンク内の液体に加わり、極低温液体燃料１１２の温度を上昇させる可能性がある。

タンク１２２からの燃料は、熱交換器９０５への途中で液相（Ｌ）又は気相（Ｇ）の何れかとして流出し、該熱交換器９０５により燃料１１２に追加の熱が加わり、燃料１１２は、何れかの好適な工業用設計のものとすることができるガス−ガスターボチャージャ９１０の圧縮機セクションに気体状態（Ｇ）で流れる。ターボチャージャ９１０は、ガス燃料（Ｇ）を加圧して第２の熱交換器９１５を通じてポンプ移送し、該熱交換器９１５が追加の熱及びエネルギーを燃料に加えた後、燃料送給システム９４０を通って燃焼のためガスタービンエンジン１０１に流れる。

圧縮機空気（Ａ）は、圧縮器ブリード空気システム９３０を介してガスタービンエンジン１０１から抽出される。圧縮機空気（Ａ）は通常、大気環境空気よりも高い温度及び圧力の状態にあり、従って、熱及び運動エネルギーのための可能性のある供給源を提供する。よって、圧縮機空気（Ａ）は、熱交換器に対する高温又は「ホット」側供給源を提供するのに用いることができる。

圧縮機空気（Ａ）は、熱交換器９１５を通って送られ、上述のようにガス燃料（Ｇ）と熱及びエネルギーを交換する。バルブ９２５は、熱交換器９１５と、タンク１２２を離れた後燃料が到達する最初の熱交換器である熱交換器９０５との間で、圧縮機空気（Ａ）の流れを選択的に制御するのに用いることができる。バルブ９２５はまた、ターボチャージャ９１０を迂回して圧縮機空気（Ａ）をバイパスさせるのに用いることができる。

熱交換器９１５を離れた後、次いで圧縮機空気（Ａ）は、ターボチャージャ９１０のタービンセクションを通って流れ、ここで圧縮機空気（Ａ）は、ターボチャージャにエネルギーを送給して、該ターボチャージャを駆動し、上述のようにガス燃料（Ｇ）を加圧しポンプ移送する役割を果たす。

次に、圧縮機空気（Ａ）は、ターボチャージャ９１０から離れて熱交換器９０５を通って流れ、ここで燃料に熱を供給し、燃料を液体（Ｌ）から気体状態（Ｇ）に変換し、或いは、気体状態（Ｇ）の燃料のエネルギーを高めるようにする。圧縮機空気（Ａ）の熱及び運動エネルギーの大部分が、熱交換器９０５、９１５及びターボチャージャ９１０を通じて抽出された後、圧縮機空気（Ａ）は、符号９２０にて図示されるように航空機エンジン燃料システム９００から流出し、次いで、環境制御システム（ＥＣＳ）などの他の航空機システムを通じて送られる、又は上述のように主要構成要素の冷却のため低圧及び低温でガスタービンエンジン１０１に戻されるなど、他の目的を果たすことができる。

図２の例示的な実施形態は、システムの作動パラメータに応じて、２つの熱交換器９０５、９１５の使用を描いているが、単一の熱交換器又は２つよりも多い熱交換器を有することも望ましいとすることができる。ターボチャージャ９１０は、熱交換器の上流側又は下流側、或いは熱交換器の間を含む、システム内のあらゆる場所に配置することができる。同様に、熱交換器は、燃料システム流に対してターボチャージャ９１０の上流側又は下流側に配置することができる。

本明細書は、最良の形態を含む実施例を用いて本発明を開示し、更に、本発明を当業者が実施及び利用することを可能にする。本発明の特許保護される範囲は、請求項によって定義され、当業者であれば想起される他の実施例を含むことができる。このような他の実施例は、請求項の文言と差違のない構造要素を有する場合、或いは、請求項の文言と僅かな差違を有する均等な構造要素を含む場合には、本発明の範囲内にあるものとする。

１
２
３

Claims

航空機エンジン燃料システム（９００）であって、
ガスタービンエンジン（１０１）と、
ターボチャージャ（９１０）と、
圧縮機空気（Ａ）を前記ガスタービンエンジン（１０１）から前記ターボチャージャ（９１０）に提供する圧縮器ブリード空気システム（９３０）と、
加圧ガス燃料（Ｇ）を前記ターボチャージャ（９１０）から前記ガスタービンエンジン（１０１）に提供する燃料送給システム（９４０）と、
前記燃料送給システム（９４０）の流れに対して前記ターボチャージャ（９１０）の上流側に配置された少なくとも１つの第１の熱交換器（９０５）と、
前記燃料送給システム（９４０）の流れに対して前記ターボチャージャ（９１０）の下流側に配置された少なくとも１つの第２の熱交換器（９１５）と、
前記ターボチャージャ（９１０）を迂回して圧縮機空気（Ａ）を選択的にバイパスするためのバルブ（９２５）と
を備え、これにより前記圧縮機空気（Ａ）が前記ターボチャージャ（９１０）に動力を供給し、前記ターボチャージャ（９１０）が、前記加圧ガス燃料（Ｇ）を前記ガスタービンエンジン（１０１）にポンプ送給する、航空機エンジン燃料システム（９００）。
前記ターボチャージャ（９１０）が、ガス−ガスターボチャージャ（９１０）である、請求項１に記載の航空機エンジン燃料システム。
前記第１の熱交換器（９０５）は、燃料タンク（１２２）を離れた後に前記加圧ガス燃料（Ｇ）が到達する最初の熱交換器であり、
前記バルブ（９２５）は、前記ガスタービンエンジン（１０１）と前記ターボチャージャ（９１０）との間に配置された前記第２の熱交換器（９１５）と、前記第１の熱交換器（９０５）との間で、前記圧縮機空気（Ａ）の流れを選択的に制御する
請求項１又は２に記載の航空機エンジン燃料システム。
燃料送給システム（９４０）を備える航空機エンジン燃料システム（９００）を作動させる方法であって、
ガスタービンエンジン（１０１）を作動させるステップと、
前記ガスタービンエンジン（１０１）から圧縮機空気（Ａ）を抽出するステップと、
少なくとも１つの第１の熱交換器（９０５）を通して前記圧縮機空気（Ａ）を送るステップと、
前記圧縮機空気（Ａ）を前記燃料送給システム（９４０）のターボチャージャ（９１０）に送るステップと、
前記ターボチャージャ（９１０）を作動させて、加圧ガス燃料（Ｇ）を少なくとも１つの第２の熱交換器（９１５）を通して送った後、前記ガスタービンエンジン（１０１）にポンプ送給するステップと、
バルブ（９２５）により、前記ターボチャージャ（９１０）を迂回して前記圧縮機空気（Ａ）を選択的にバイパスするステップと
を含み、
前記少なくとも１つの第１の熱交換器（９０５）は、前記燃料送給システム（９４０）の流れに対して前記ターボチャージャ（９１０）の上流側に配置され、
前記少なくとも１つの第２の熱交換器（９１５）は、前記燃料送給システム（９４０）の流れに対して前記ターボチャージャ（９１０）の下流側に配置され、
前記少なくとも１つの熱交換器（９１５）において前記圧縮機空気（Ａ）から前記加圧ガス燃料（Ｇ）に熱が伝達される、方法。
前記ターボチャージャ（９１０）を迂回して圧縮機空気（Ａ）を選択的にバイパスするようバルブ（９２５）を作動させるステップを更に含む、請求項４に記載の航空機エンジン燃料システム（９００）を作動させる方法。
前記ターボチャージャ（９１０）が、ガス−ガスターボチャージャ（９１０）である、請求項４又は５に記載の航空機エンジン燃料システム（９００）を作動させる方法。
前記圧縮機空気（Ａ）を別の航空機システムに送るステップを更に含む、請求項４乃至６のいずれか１項に記載の航空機エンジン燃料システム（９００）を作動させる方法。
前記第１の熱交換器（９０５）は、燃料タンク（１２２）を離れた後に前記加圧ガス燃料（Ｇ）が到達する最初の熱交換器であり、
前記方法は、前記バルブ（９２５）を用い、前記ガスタービンエンジン（１０１）と前記ターボチャージャ（９１０）との間に配置された前記第２の熱交換器（９１５）と、前記第１の熱交換器（９０５）との間で、前記圧縮機空気（Ａ）の流れを選択的に制御するステップを含む
請求項４乃至７のいずれか１項に記載の航空機エンジン燃料システム（９００）を作動させる方法。