涡轮发动机组件及双燃料飞行器系统 |
|||||||
| 申请号 | CN201380068703.1 | 申请日 | 2013-11-26 | 公开(公告)号 | CN104884766B | 公开(公告)日 | 2017-12-15 |
| 申请人 | 通用电气公司; | 发明人 | A.德尔加多; T.J.布赫霍尔斯; C.D.马蒂亚斯; | ||||
| 摘要 | 一种 涡轮 发动机 组件(101)和双 燃料 飞行器 系统，具有低温燃料系统(500)，其具有低温燃料储存器(502)、 汽化 器换热器(504)、将燃料储存器可操作地联接于汽化器换热器的输入的液体供应管线(506)、将汽化器换热器的输出可操作地联接于燃烧区段的气体供应管线(508)，以及热连接液体供应管线和气体供应管线来将热从气体供应管线传递至液体供应管线的第二换热器(510)。 | ||||||
| 权利要求 | 1.一种涡轮发动机组件，包括： |
||||||
| 说明书全文 | 涡轮发动机组件及双燃料飞行器系统[0001] 相关申请的交叉引用 技术领域[0003] 本文所述的技术大体上涉及飞行器系统，并且更具体地涉及在航空燃气涡轮发动机中使用双燃料的飞行器系统及操作其的方法。 背景技术[0005] 在一方面，本发明的实施例涉及一种涡轮发动机组件，包括涡轮芯部，其具有轴向地对准的压缩机区段、燃烧区段、涡轮区段和喷嘴区段，以及低温燃料系统，其具有低温燃料储存器、位于喷嘴区段内的汽化器换热器、将燃料储存器可操作地联接于汽化器换热器的输入的液体供应管线、将汽化器换热器的输出可操作地联接于燃烧区段的气体供应管线，以及第二换热器，其热连接液体供应管线和气体供应管线来将热从气体供应管线传递至液体供应管线。 [0006] 在另一方面，本发明的实施例涉及一种用于飞行器的涡轮发动机的双燃料飞行器系统，包括用于控制第一燃料从第一燃料箱至涡轮发动机的流的第一燃料系统，以及用于控制低温燃料至涡轮发动机的流的第二燃料系统，其具有低温燃料储存器、位于喷嘴区段内的汽化器换热器、将燃料储存器可操作地联接于汽化器换热器的输入的液体供应管线、将汽化器换热器的输出可操作地联接于燃烧区段的气体供应管线，以及热连接液体供应管线和气体供应管线来将热从气体供应管线传递至液体供应管线的第二换热器。附图说明 [0007] 本文所述的技术可通过参照连同附图进行的以下描述来最佳地理解，在该附图中： [0008] 图1为具有双燃料推进系统的示例性飞行器系统的等距视图； [0009] 图2为示例性燃料输送/分送系统； [0011] 图3为示出燃料箱和示例性汽化使用的示例性布置的示意图； [0012] 图4具有燃料输送和控制系统的示例性双燃料飞行器燃气涡轮发动机的示意性截面视图； [0013] 图5为示出示例性换热器的示例性双燃料飞行器燃气涡轮发动机的一部分的示意性截面视图； [0014] 图6a为示例性直接换热器的示意图； [0015] 图6b为示例性间接换热器的示意图； [0016] 图6c为另一个示例性间接换热器的示意图； [0017] 图7为用于飞行器系统的示例性飞行任务曲线的示意图； [0018] 图8为所有都根据本公开的至少一些方面的包括再生器换热器的示例性汽化器系统的示意图。 具体实施方式[0019] 在以下详细描述中，参照附图，该附图形成其一部分。在附图中，相似的标记典型地识别相似的构件，除非上下文另外指示。说明书、附图和权利要求中所述的示范性实施例不旨在为限制性的。可使用其它实施例，并且可作出其它改变，而不脱离此处提出的主题的精神或范围。将容易理解的是，如本文中大体上描述和附图中示出的本公开的方面可以以各种不同构造布置、替换、组合和设计，它们所有都是明确地构想出的，并且构成本公开的一部分。 [0020] 图1示出了根据本发明的示例性实施例的飞行器系统5。示例性飞行器系统5具有机身6和附接于机身的机翼7。飞行器系统5具有推进系统100，其产生在飞行中推进飞行器系统所需的推进推力。尽管推进系统100在图1中示为附接于机翼7，但在其它实施例中，其可联接于飞行器系统5的其它部分，如，例如，尾部16。 [0021] 示例性飞行器系统5具有用于储存在推进系统100中使用的一种或更多种类型的燃料的燃料储存系统10。如本文在以下进一步说明的，图1中所示的示例性飞行器系统5使用两种类型的燃料。因此，示例性飞行器系统5包括能够储存第一燃料11的第一燃料箱21，以及能够储存第二燃料12的第二燃料箱22。在图1中所示的示例性飞行器系统5中，第一燃料箱21的至少一部分位于飞行器系统5的机翼7中。在图1中所示的一个示例性实施例中，第二燃料箱22在机翼联接于机身的位置附近位于飞行器系统的机身6中。在备选实施例中，第二燃料箱22可位于机身6或机翼7的其它适合位置处。在其它实施例中，飞行器系统5可包括可选的第三燃料箱123，其能够储存第二燃料12。可选的第三燃料箱123可位于飞行器系统的机身的后部中，例如，如图1中示意性所示。 [0022] 如本文随后进一步所述，图1中所示的推进系统100为双燃料推进系统，其能够通过使用第一燃料11或第二燃料12，或使用第一燃料11和第二燃料12两者来生成推进推力。示例性双燃料推进系统100包括能够有选择地使用第一燃料11或第二燃料12或以选择的比例使用第一燃料11和第二燃料12两者来生成推进推力的燃气涡轮发动机101。第一燃料可为常规液体燃料，如，基于煤油的喷射燃料，如，本领域中称为Jet-A、JP-8或JP-5的，或其它已知类型或等级。在本文所述的示例性实施例中，第二燃料12为低温燃料，其在非常低温度下储存。在本文所述的一个实施例中，低温第二燃料12为液化天然气(本文中备选称为“LNG”)。低温第二燃料12在低温下储存在燃料箱中。例如，LNG在大约-265℉下，在大约 15psia的绝对压力下储存在第二燃料箱22中。燃料箱可由已知材料制成，如钛、铬镍铁合金、铝或复合材料。 [0023] 图1中所示的示例性飞行器系统5包括能够将燃料从燃料储存系统10输送至推进系统100的燃料输送系统50。已知的燃料输送系统可用于输送常规液体燃料，如，第一燃料11。在本文所述和图1和2中所示的示例性实施例中，燃料输送系统50构造成将低温液体燃料，如，例如，LNG，通过导管54输送至推进系统100，导管54传送低温燃料。为了在输送期间大致保持低温燃料的液体状态，燃料输送系统50的导管54的至少一部分绝热并且构造用于传送加压低温液体燃料。在一些示例性实施例中，导管54的至少一部分具有双壁构造。导管可由已知材料如钛、铬镍铁合金、铝或复合材料制成。 [0024] 图1中所示的飞行器系统5的示例性实施例还包括燃料电池系统400，其包括能够使用第一燃料11或第二燃料12中的至少一个产生电能的燃料电池。燃料输送系统50能够将燃料从燃料储存系统10输送至燃料电池系统400。在一个示例性实施例中，燃料电池系统400使用由双燃料推进系统100使用的低温燃料12的一部分生成功率。 [0025] 推进系统100包括燃气涡轮发动机101，其通过在燃烧器中焚烧燃料来生成推进推力。图4为示例性燃气涡轮发动机101的示意图，其包括风扇103和芯部发动机108，其具有高压压缩机105和燃烧器90。发动机101还包括高压涡轮155、低压涡轮157和增压器104。示例性燃气涡轮发动机101具有风扇103，其产生推进推力的至少一部分。发动机101具有进气侧109和排气侧110。风扇103和涡轮157使用第一转子轴114联接在一起，并且压缩机105和涡轮155使用第二转子轴115联接在一起。在一些应用中，例如，如图4中所示，风扇103叶片组件至少部分地定位在发动机外壳116内。在其它应用中，风扇103可形成“开放转子”的一部分，其中，不存在包绕风扇叶片组件的外壳。 [0026] 在操作期间，空气沿大致平行于延伸穿过发动机101的中心线轴线15的方向轴向地流过风扇103，并且压缩空气供应至高压压缩机105。高度压缩的空气输送至燃烧器90。来自燃烧器90的热气体(图4中未示出)驱动涡轮155和157。涡轮157经由轴114驱动风扇103，并且类似地，涡轮155经由轴115驱动压缩机105。在备选实施例中，发动机101可具有附加压缩机，其有时在本领域中称为中压压缩机，由另一涡轮级(图4中未示出)驱动。 [0027] 在飞行器系统5的操作期间(见图7中所示的示例性飞行曲线)，例如，推进系统100中的燃气涡轮发动机101可在推进系统的操作的第一选择部分期间使用第一燃料11，如，例如，在起飞期间。推进系统100可在推进系统的操作的第二选择部分期间，如在巡航期间，使用第二燃料12，如，例如，LNG。作为备选，在飞行器系统5的操作的选择部分期间，燃气涡轮发动机101能够同时地使用第一燃料11和第二燃料12两者来生成推进推力。第一燃料和第二燃料的比例可在推进系统的操作的各种阶段期间按需要在0%到100%之间变化。 [0028] 本文所述的飞行器和发动机系统能够使用两种燃料操作，其中一种可为低温燃料，如，例如，LNG(液化天然气)、另一种为常规基于煤油的喷射燃料，如，Jet-A、JP-8、JP-5或全世界可用的类似的等级。 [0029] Jet-A燃料系统类似于常规飞行器燃料系统，例外的是燃料喷嘴，其能够点燃比例从0%到100%的至燃烧器的Jet-A和低温/LNG。在图1中所示的实施例中，LNG系统包括燃料箱，其可选包含以下特征：(i)具有适合的止回阀以保持箱中的特定压力的排出管线；(ii)用于液体低温燃料的排出管线；(iii)用以评估箱中存在的低温(LNG)燃料的温度、压力和体积的计量或其它测量能力；(iv)位于低温(LNG)箱中或可选在箱外的增压泵，其增大低温(LNG)燃料的压力来将其输送至发动机；以及(iv)无限地将箱保持在低温下的可选的低温冷却器。 [0030] 燃料箱将优选在大气压力下或附近操作，但可在0到100psig的范围中操作。燃料系统的备选实施例可包括高箱压力和温度。从箱和增压泵延伸至发动机机架的低温(LNG)燃料管线可具有以下特征：(i)单壁或双壁构造；(ii)真空绝热或低热传导率材料绝热；以及(iii)用以将LNG流再循环至箱而不将热添加至LNG箱的可选的低温冷却器。低温(LNG)燃料箱可位于飞行器中，其中，常规Jet-A辅助燃料箱位于现有的系统上，例如，在前或后的货舱中。作为备选，低温(LNG)燃料箱可位于中心机翼箱位置。使用低温(LNG)燃料的辅助燃料箱可设计成使得如果低温(LNG)燃料将不用于延长时间段，则其可除去。 [0031] 高压泵可位于机架中或机载地位于发动机上，以将低温(LNG)燃料的压力升高至足以将燃料喷射到燃气涡轮燃烧器中的水平。泵可或可不将LNG/低温液体的压力升高到低温(LNG)燃料的临界压力(Pc)以上。可安装在发动机上或附近的本文称为“汽化器”的换热器将热能添加至液化天然气燃料，升高了温度并且在体积上膨胀了低温(LNG)燃料。来自汽化器的热(热能)可来自许多源。这些包括但不限于：(i)燃气涡轮排气；(ii)压缩机中间冷却；(iii)高压和/或低压涡轮空隙控制空气；(iv)LPT管冷却寄生空气；(v)来自HP涡轮的冷却的冷却空气；(vi)润滑油；或(vii)机载航空电子设备或电子设备。换热器可具有各种设计，包括壳管、双管、翅板等，并且可以以并流、逆流或交叉流的方式流动。热交换可发生为与上文列出的热源直接或间接接触。 [0032] 控制阀位于上文所述的汽化器/换热单元下游。控制阀的目的在于计量横跨与燃气涡轮发动机操作相关联的操作状态的范围的进入燃料歧管至特定水平的流。控制阀的第二目的在于用作背压调节器，将系统的压力设置为高于低温(LNG)燃料的临界压力。 [0033] 燃料歧管位于控制阀下游，其用于将气态燃料均匀地分送至燃气涡轮燃料喷嘴。在一些实施例中，歧管可以可选用作换热器，将热能从芯部带罩隔间或其它热环境传递至低温/LNG/天然气燃料。吹洗歧管系统可以可选与燃料歧管一起使用来在气态燃料系统未操作时以压缩机空气(CDP)吹洗燃料歧管。这将防止热气体由于周围压力变化而吸入气态燃料喷嘴中。可选的是，燃料喷嘴中或附近的止回阀可防止热气体吸入。 [0034] 本文所述的系统的示例性实施例可操作如下：低温(LNG)燃料在大约15psia和大约-265℉下位于箱中。其由位于飞行器上的增压泵泵送至大约30psi。液体低温(LNG)燃料经由绝热双壁管路流过机翼至飞行器机架，其中，其步进至大约100到1,500psia，并且可高于或低于天然气/甲烷的临界压力。低温(LNG)燃料接着发送至汽化器，其中，其在体积上膨胀至气体。汽化器可尺寸确定为保持马赫数和对应的压力损失较低。气态天然气接着通过控制阀计量，并且进入燃料歧管和燃料喷嘴，其中，其在其它标准航空燃气涡轮发动机系统中燃烧，向飞机提供推力。在循环状态变化时，增压泵中的压力(例如，大约30psi)和HP泵中的压力(例如，大约1,000psi)保持在适当恒定水平下。流由计量阀控制。与适合尺寸的燃料喷嘴组合的流的变化导致了歧管中的可接受且变化的压力。 [0035] 示例性飞行器系统5具有用于将一种或更多种类型的燃料从储存系统10输送用于在推进系统100中使用的燃料输送系统。对于常规的液体燃料，如，例如，基于煤油的喷射燃料，可使用常规的燃料输送系统。本文所述且图2和3中示意性所示的示例性燃料输送系统包括用于飞行器系统5的低温燃料输送系统50。图2中所示的示例性燃料系统50包括能够储存低温液体燃料112的低温燃料箱122。在一个实施例中，低温液体燃料112为LNG。还可使用其它备选低温液体燃料。在示例性燃料系统50中，低温液体燃料112，如，例如，LNG，处于第一压力“P1”。压力P1优选接近大气压，如，例如，15psia。 [0036] 示例性燃料系统50具有增压泵52，使得其与低温燃料箱122流动连通。在操作期间，当双燃料推进系统100中需要低温燃料时，增压泵52从低温燃料箱122除去低温液体燃料112的一部分，并且将其压力增大至第二压力“P2”，并且使其流入位于飞行器系统5的机翼7中的机翼供应导管54中。压力P2选择成使得液体低温燃料在供应导管54中流动期间保持其液态(L)。压力P2可在大约30psia到大约40psia的范围中。基于使用已知方法的分析，对于LNG，发现30psia是足够的。增压泵52可位于飞行器系统5的机身6中的适合位置处。作为备选，增压泵52可定位成接近低温燃料箱122。在其它实施例中，增压泵52可位于低温燃料箱122内。为了大致保持输送期间的低温燃料的液态，机翼供应导管54的至少一部分绝热。在一些示例性实施例中，导管54的至少一部分具有双壁构造。导管54和增压泵52可使用已知材料如钛、铬镍铁合金、铝或复合材料制成。 [0037] 示例性燃料系统50具有高压泵58，其与机翼供应导管54流动连通，并且能够接收由增压泵52供应的低温液体燃料112。高压泵58将液体低温燃料(如，例如，LNG)的压力增大至足以将燃料喷射到推进系统100中的第三压力“P3”。压力P3可在大约100psia到大约1000psia的范围中。高压泵58可位于飞行器系统5或推进系统100中的适合位置处。高压泵 58优选位于支承推进系统100的飞行器系统5的机架55中。 [0038] 如图2中所示，示例性燃料系统50具有汽化器60，用于将低温液体燃料112变为气态(G)燃料13。汽化器60接收高压低温液体燃料，并且将热(热能)添加至低温液体燃料(如，例如，LNG)，升高其温度并且使其在体积上膨胀。热(热能)可从推进系统100中的一个或更多个源供应。例如，用于在汽化器中汽化低温液体燃料的热可从若干源中的一个或更多个供应，如，例如，燃气涡轮排气99、压缩机105、高压涡轮155、低压涡轮157、风扇旁路107、涡轮冷却空气、发动机中的润滑油、飞行器系统航空电子设备/电子设备，或推进系统100中的任何热源。由于发生在汽化器60中的热交换，故汽化器60可作为备选称为换热器。汽化器60的换热器部分可包括壳管类型的换热器，或双管类型的换热器，或翅板类型的换热器。汽化器中的热流体和冷流体可为并流或逆流，或交叉流流动类型。汽化器中的热流体与冷流体之间的热交换可直接地通过壁发生，或使用中间工作流体间接地发生。 [0039] 低温燃料输送系统50包括流动计量阀65(“FMV”，也称为控制阀)，其与汽化器60和歧管70流动连通。流动计量阀65位于上文所述的汽化器/换热器单元下游。FMV(控制阀)的目的在于计量横跨与燃气涡轮发动机操作相关联的操作状态的范围的进入歧管70至特征水平的燃料流。控制阀的第二目的在于用作背压调节器，将系统的压力设置为高于低温燃料如LNG的临界压力。流动计量阀65接收从汽化器供应的气态燃料13，并且将其压力减小至第四压力“P4”。歧管70能够接收气态燃料13，并且将其分送至燃气涡轮发动机101中的燃料喷嘴80。在优选实施例中，汽化器60在大致恒定的压力下将低温液体燃料112变为气态燃料13。图2a示意性地示出了在输送系统50中的各种点处的燃料的状态和压力。 [0040] 低温燃料输送系统50还包括位于燃气涡轮发动机101中的多个燃料喷嘴80。燃料喷嘴80将气态燃料13输送到燃烧器90中用于燃烧。位于控制阀65下游的燃料歧管70用于将气态燃料13均匀地分送至燃气涡轮燃料喷嘴80。在一些实施例中，歧管70可以可选用作换热器，将热能从推进系统芯部带罩隔间或其它热环境传递至LNG/天然气燃料。在一个实施例中，燃料喷嘴80构造成有选择地接收由汽化器生成的来自低温液体燃料如LNG的常规液体燃料(如，常规基于煤油的液体燃料)或气态燃料13。在另一个实施例中，燃料喷嘴80构造成有选择地接收液体燃料和气态燃料13，并且构造成将气态燃料13和液体燃料供应至燃烧器90，以便于两种类型的燃料的共同燃烧。在另一个实施例中，燃气涡轮发动机101包括多个燃料喷嘴80，其中燃料喷嘴80中的一些构造成接收液体燃料，并且燃料喷嘴80中的一些构造成接收气态燃料13，并且适当地布置用于在燃烧器90中燃烧。 [0041] 在本发明的另一个实施例中，燃气涡轮发动机101中的燃料歧管70包括可选的吹洗歧管系统，其用以在气态燃料系统未操作时，以压缩空气或其它空气来吹洗燃料歧管。这将防止热气体由于燃烧器90中的周围空气变化而吸入气态燃料喷嘴中。可选的是，燃料喷嘴中或附近的止回阀可用于防止热气体吸入燃料喷嘴或歧管中。 [0042] 在示例性双燃料燃气涡轮中，使用LNG作为低温液体燃料的本文所述的推进系统描述如下：LNG在15psia和-265℉下位于箱22,122中。其通过位于飞行器上的增压泵52泵送至大约30psi。液体LNG经由绝热双壁管路54横跨机翼7流动至飞行器机架55，其中，其步进至100到1,500psia，并且可高于或低于天然气/甲烷的临界压力。液化天然气接着发送至汽化器60，其中，其在体积上膨胀至气体。汽化器60尺寸确定为保持马赫数和对应压力损失较低。气态天然气接着通过控制阀65计量，并且进入燃料歧管70和燃料喷嘴80，其中，其在双燃料航空燃气涡轮系统100,101中燃烧，向飞行器系统5提供推力。在循环状态变化时，增压泵中的压力(30psi)和HP泵58中的压力(1,000psi)保持在大致恒定的水平下。流由计量阀65控制。与适当确定尺寸的燃料喷嘴组合的流的变化导致歧管中可接受且变化的压力。 [0043] 双燃料系统由用于基于煤油的燃料(Jet-A、JP-8、JP-5等)和低温燃料(例如，LNG)的平行燃料输送系统构成。煤油燃料输送大致未从当前设计变化，例外的是燃烧器燃料喷嘴，其设计成共同点燃以任何比例的煤油和天然气。如图2中所示，低温燃料(例如，LNG)燃料输送系统由以下特征构成：(A)能够使用以从0到100%的任何比例的低温燃料(例如，LNG)和Jet-A的双燃料喷嘴和燃烧系统；(B)燃料歧管和输送系统，其还用作换热器，将低温燃料(例如，LNG)加热至气体或超临界流体。歧管系统设计成将燃料以均匀方式同时输送至燃烧器燃料喷嘴，并且从周围的芯部罩、排气系统或其它热源吸收热，消除或最小化对单独的换热器的需要；(C)燃料系统，其将低温燃料(例如，LNG)以其液态泵送上至高于或低于临界压力，并且添加来自一定数量的源中的任一个的热；(D)低温燃料(例如，LNG)燃料箱中浸没的低压低温泵(可选位于燃料箱外)；(E)位于飞行器机架中或可选机载在发动机或机舱上来将压力泵送至高于低温燃料(例如，LNG)的临界压力的高压低温泵。(F)吹洗歧管系统可以可选与燃料歧管一起使用来在气态燃料系统未操作时以压缩机CDP空气吹洗燃料歧管。这将防止热气体由于周围压力变化而吸入气态燃料喷嘴中。可选的是，燃料喷嘴中或附近的止回阀可防止热气体吸入。(G)从箱和增压泵延伸至发动机机架的低温燃料(例如，LNG)管线具有以下特征：(1)单壁或双壁构造。(2)真空绝热或可选的低热传导率绝热材料，如气凝胶。(3)可选的低温冷却器，其用以将低温燃料(例如，LNG)流再循环至箱，而不将热添加于低温燃料(例如，LNG)箱。(H)位于机架中或机载在发动机上的高压泵。该泵将使低温燃料(例如，LNG)的压力升高到足以将天然气燃料喷射到燃气涡轮燃烧器中的水平。泵可或可不将低温液体(例如LNG)的压力升高到高于低温燃料(例如，LNG)的临界压力(Pc)。 [0044] III. 燃料储存系统 [0045] 图1中示出的示例性飞行器系统5包括用于储存低温燃料的低温燃料储存系统10，例如，如图3中所示。示例性低温燃料储存系统10包括具有第一壁23的低温燃料箱22,122，形成能够储存低温液体燃料12(如，例如，LNG)的储存容积24。如图3中示意性所示，示例性低温燃料储存系统10具有能够使低温液体燃料12流入储存容积24中的流入系统32，以及适于将低温液体燃料12从低温燃料储存系统10输送的流出系统30。其还包括排出系统40，其能够从储存容积24中的低温液体燃料12除去气态燃料19的至少一部分(其可在储存期间形成)。 [0046] 图3中所示的示例性低温燃料储存系统10还包括再循环系统34，其适于使未使用的气态燃料19的至少一部分29返回到低温燃料箱22中。在一个实施例中，再循环系统34包括低温冷却器42，其在使未使用的气态燃料19的部分29返回到低温燃料箱22,122中之前冷却未使用的气态燃料19的部分29。低温冷却器42操作的示例性操作如下：在示例性实施例中，从燃料箱的汽化可使用相反(reverse)的兰金制冷系统(也称为低温冷却器)来再冷却。低温冷却器可由来自机载在飞行器系统5上的可用系统中的任一个的电功率供能，或由基于陆地的功率系统如可在停放在登机门处时可用的那些供能。低温冷却器系统还可用于在双燃料飞行器燃气涡轮发动机101共同点燃过渡期间再液化燃料系统中的天然气。 [0047] 燃料储存系统10还可包括适于排出可形成在低温燃料箱22中的任何高压气体的安全释放系统45。在图3中示意性地示出的一个示例性实施例中，安全释放系统45包括破裂盘46，其形成第一壁23的一部分。破裂盘46为安全特征，其使用了已知方法设计，用以在燃料箱22内过压的情况下吹出和释放任何高压气体。 [0048] 低温燃料箱22可具有单壁构造或多壁构造。例如，低温燃料箱22还可包括(例如，见图3)第二壁25，其大致包围第一壁23。在箱的一个实施例中，第一壁23与第二壁25之间存在间隙26，以便使箱绝热来减小横跨箱壁的热流。在一个示例性实施例中，第一壁23与第二壁25之间的间隙26中存在真空。真空可由真空泵28产生和保持。作为备选，为了提供箱的绝热，第一壁23与第二壁25之间的间隙26可大致填充有已知的绝热材料27，如，例如，气凝胶。可使用其它适合的绝热材料。可包括挡板17来控制箱内的液体的移动。 [0049] 图3中所示的低温燃料储存系统10包括具有输送泵31的流出系统30。输送泵可位于箱22附近的便利位置处。为了减小到低温燃料中的热传递，可优选的是将输送泵31定位在低温燃料箱22中，如图3中示意性所示。排出系统40排出可形成在燃料箱22中的任何气体。这些排出气体可在飞行器系统5中以若干有用方式使用。图3中示意性地示出了这些中的少许。例如，气态燃料19的至少一部分可供应至飞行器推进系统100用于在发动机中冷却或燃烧。在另一个实施例中，排出系统40将气态燃料19的至少一部分供应至焚烧器，并且将燃烧产物从焚烧器安全地进一步排出到飞行器系统5外。在另一个实施例中，排出系统40将气态燃料19的至少一部分供应至辅助功率单元180，其将辅助功率供应至飞行器系统5。在另一个实施例中，排出系统40将气态燃料19的至少一部分供应至产生功率的燃料电池182。在另一个实施例中，排出系统40将气态燃料19的至少一部分释放到低温燃料箱22外。 [0050] 燃料储存系统、包括燃料箱的其构件，以及示例性子系统和构件的示例性操作描述如下。 [0051] 天然气在大约-260℉的温度和大气压下以液体形式(LNG)存在。为了保持机载在乘客、货物、军队或一般航空飞行器上的这些温度和压力，以所选的组合的下文识别的特征允许LNG的安全、有效和成本有效的储存。参照图3，这些特征包括： [0052] 由合金如但不限于铝AL5456和较高强度的铝AL5086或其它适合合金构成的燃料箱21,22。 [0053] 由重量轻的复合材料构成的燃料箱21,22。 [0054] 具有用于改进绝热并且极大地减少至LNG流体的热流的双壁真空特征的以上箱21,22。双壁箱还在主箱破裂的较少情况下用作安全容纳装置。 [0055] 使用重量轻的绝热物27的任一以上的备选实施例，如，例如，气凝胶，以最小化从环境到LNG箱及其内容物的热流。气凝胶绝热可除了双壁箱设计之外或替代其使用。 [0056] 设计用于主动地排空双壁箱之间的空间的可选的真空泵28。泵可以以LNG汽化燃料、LNG、Jet-A、电功率或可用于飞行器的任何其它功率源为动力来运转。 [0057] 具有浸没在主箱内用于减小至LNG流体的热传递的低温泵31的LNG箱。 [0058] 具有能够在正常或紧急状态下从箱除去LNG的一个或更多个排放管线36的LNG箱。LNG排放管线36连接于适合的低温泵，以使除去速率由于LNG重力压头而增大超过排放速率。 [0059] 具有用于除去气态天然气的一个或更多个排出管线41的LNG箱，该气态天然气通过从外部环境吸收热来形成。该排出管线41系统通过使用单向泄压阀或背压阀39来将箱保持在期望压力下。 [0060] 如果过压情形发生，则具有至主排放管线的平行安全泄压系统45的LNG箱。爆炸隔膜为备选特征或并联特征46。泄压排出口将引导气态燃料到机外。 [0061] 具有以上设计特征中的一些或所有的LNG燃料箱，其几何形状设计成符合与标准Jet-A辅助燃料箱相关联的现有包络线，如，设计和在市售飞行器上可用的那些。 [0062] 具有以上设计特征中的一些或所有的LNG燃料箱，其几何形状设计成符合和配合在常规客机或货机的较低(多个)货舱内，如，市售飞行器上发现的那些。 [0063] 现有或新飞行器的中心机翼箱22的改型，其用以使LNG、箱和结构元件恰当地绝热。 [0064] 排出和汽化系统使用已知的方法设计。LNG的汽化为蒸发过程，其吸收能量并且冷却箱及其内容物。汽化LNG可由多种不同过程使用和/或消耗，在一些情况下，向飞行器系统提供有用功，在其它情况下，简单地燃烧燃料用于环境更可接受的设计。例如，来自LNG箱的排出气体主要由甲烷构成，并且用于以下中的任一个或所有组合： [0065] 发送至飞行器APU(辅助功率单元180)。如图3中所示，来自箱的气态排出管线串联或并联地发送至辅助功率单元用于在燃烧器中使用。APU可为现有的APU，典型地发现在商业和军用飞行器上，或专用于将天然气汽化转换成有用的电功率和/或机械功率的单独的APU。汽化天然气压缩机用于压缩天然气至在APU中使用所需的适当压力。APU继而提供电功率至发动机或A/C上的任何系统。 [0066] 发送至一个或更多个(多个)飞行器燃气涡轮发动机101。如图3中所示，来自LNG燃料箱的天然气排出管线发送至主燃气涡轮发动机101中的一个或更多个，并且在操作期间提供附加的燃料源至发动机。天然气压缩机用于将排出气体泵送至在飞行器燃气涡轮发动机中使用所需的适当压力。 [0067] 外扩。如图3中所示，来自箱的天然气排出管线发送至小专用排出燃烧器190，其具有其自身的电火花点燃系统。以该方式，甲烷气体并未释放至大气。燃烧的产物被排出，这导致环境上更可接受的系统。 [0068] 排出。如图3中所示，来自箱的天然气排出管线发送至飞行器燃气涡轮中的一个或更多个的排气管。作为备选，排出管线可发送至APU排气管，或单独的专用管线(至飞行器后缘中的任一个)。天然气可在这些位置V中的一个或更多个处适当地排出至大气。 [0069] 地面操作。如图3中所示，在地面操作期间，系统中的任一个可设计成使得排出管线41附接于地面支承装备，其收集和使用任何基于地面的系统中的汽化天然气。排出还可在再加燃料操作期间利用地面支承装备发生，该地面支承设备可使用流入系统32同时地将燃料喷射到飞行器LNG箱中，并且捕集和再使用排出气体(如图3中(S)指示地同时排出和加燃料)。 [0070] IV. 推进(发动机)系统 [0071] 图4示出了示例性双燃料推进系统100，其包括燃气涡轮发动机101，燃气涡轮发动机101能够使用低温液体燃料112生成推进推力。燃气涡轮发动机101包括由高压涡轮155驱动的压缩机105，以及焚烧燃料并且生成驱动高压涡轮155的热气体的燃烧器90。燃烧器90能够焚烧常规液体燃料，如基于煤油的燃料。燃烧器90还能够焚烧低温燃料，如，例如，LNG，其适当地准备燃烧，如，例如，通过汽化器60。图4示意性地示出了能够将低温液体燃料112变成气态燃料13的汽化器60。双燃料推进系统100燃气涡轮发动机101还包括燃料喷嘴80，其将气态燃料13供应至燃烧器90用于点燃。在一个示例性实施例中，使用的低温液体燃料为液化天然气(LNG)。在涡扇类型的双燃料推进系统100(例如，图4中所示)中，燃气涡轮发动机101包括风扇103，其位于高压压缩机105的轴向前方。增压器104(图4中所示)可轴向地位于风扇103与高压压缩机105之间，其中风扇和增压器由低压涡轮157驱动。在其它实施例中，双燃料推进系统100燃气涡轮发动机101可包括由中压涡轮驱动的中压压缩机(两者都未在图4中示出)。增压器104(或中压压缩机)增大进入压缩机105的空气压力，并且便于由压缩机105生成较高压力比。在图4中所示的示例性实施例中，风扇和增压器由低压涡轮157驱动，并且高压压缩机由高压涡轮155驱动。 [0072] 图4中示意性示出的汽化器60安装在发动机101上或附近。汽化器60的功能中的一个在于将热能添加至低温燃料，如，液化天然气(LNG)燃料，升高其温度。在该上下文中，汽化器作用为换热器。汽化器60的另一个功能在于体积膨胀低温燃料如液化天然气(LNG)燃料至气态形式，用于随后燃烧。用于在汽化器60中使用的热(热能)可来自推进系统100和飞行器系统5中的许多源中的一个或更多个。这些包括但不限于：(i)燃气涡轮排气；(ii)压缩机中间冷却；(iii)高压和/或低压涡轮空隙控制空气，(iv)LPT管冷却寄生空气，(v)用于高压和/或低压涡轮中的冷却空气，(vi)润滑油，以及(vii)飞行器系统5中的机载航空电子设备、电子设备。用于汽化器的热还可从压缩机105、增压器104、中压压缩机(未示出)和/或风扇旁通空气流107供应(见图4)。图5中示出了使用来自压缩机105的排放空气的一部分的示例性实施例。如由图5中的物品3所示，压缩机排放空气2的一部分流出至汽化器60。低温液体燃料21，如，例如，LNG，进入汽化器60，其中来自空气流3的热传递至低温液体燃料21。在一个示例性实施例中，加热的低温燃料进一步膨胀，如本文之前所述，在汽化器60中产生气态燃料13。气态燃料13接着使用燃料喷嘴80引入到燃烧器90中(见图5)。从汽化器离开的冷却空气流4可用于冷却其它发动机构件，如，燃烧器90结构和/或高压涡轮155结构。汽化器60中的换热器部分可具有已知设计，如，例如，壳管设计、双管设计和/或翅板设计。汽化器 60中的燃料112流动方向和加热流体96方向(见图4)可为并流方向、逆流方向，或者它们可以以交叉流方式流动，以促进低温燃料与加热流体之间的有效热交换。 [0073] 汽化器60中的热交换可以以直接方式在低温燃料与加热流体之间通过金属壁发生。图5示意性地示出了汽化器60中的直接换热器。图6a示意性地示出了示例性直接换热器63，其使用燃气涡轮发动机101的排出气体99的一部分97来加热低温液体燃料112。作为备选，通过使用间接加热流体，汽化器60中的热交换可以以间接方式在低温燃料与上文列出的热源之间发生。图6b示出了示例性汽化器60，其使用间接换热器64，间接换热器64使用中间加热流体68来加热低温液体燃料112。在图6b中所示的此类间接换热器中，中间加热流体 68由来自燃气涡轮发动机101的排出气体99的一部分97加热。来自中间加热流体68的热接着传递至低温液体燃料112。图6c示出了汽化器60中使用的间接换热器的另一个实施例。在该备选实施例中，中间加热流体68由燃气涡轮发动机101的风扇旁通流107的一部分以及由发动机排出气体99的一部分97加热。中间加热流体68接着加热低温液体燃料112。控制阀38用于控制流动流之间的相对热交换。 [0074] (V)操作双燃料飞行器系统的方法 [0075] 使用双燃料推进系统100的飞行器系统5的示例性方法相对于图7中示意性地示出的示例性飞行任务曲线描述如下。图7中示意性地示出的示例性飞行任务曲线示出了由字母标签A-B-C-D-E-…-X-Y等识别的飞行任务的各种部分期间的发动机功率设置。例如，A-B代表开始、B-C示出了地面怠速、G-H示出了起飞、T-L和O-P示出了巡航，等。在飞行器系统(见图7中的示例性飞行曲线120)的操作期间，推进系统100中的燃气涡轮发动机101例如可在推进系统的操作的第一选择部分期间，如，例如，在起飞期间，使用第一燃料11。推进系统100可在推进系统的操作的第二选择部分期间如在巡航期间使用第二燃料12，如，例如，LNG。作为备选，在飞行器系统5的操作的选择部分期间，燃气涡轮发动机101能够同时使用第一燃料11和第二燃料12两者来生成推进推力。在双燃料推进系统100的操作的各种阶段期间，第一燃料和第二燃料的推进可按需要在0%到100%之间变化。 [0076] 操作使用双燃料燃气涡轮发动机101的双燃料推进系统100的示例性方法包括以下步骤：通过在燃烧器90中焚烧第一燃料11来启动飞行器发动机101(见图7中的A-B)，其生成热气体，该热气体驱动发动机101中的燃气涡轮。第一燃料11可为已知类型的液体燃料，如，基于煤油的喷射燃料。发动机101在启动时可产生足够的热气体，其可用于汽化第二燃料，如，例如，低温燃料。第二燃料12接着使用汽化器60中的热来汽化，以形成气态燃料13。第二燃料可为低温液体燃料112，如，例如，LNG。示例性汽化器60的操作先前已经在本文中描述。气态燃料13接着使用燃料喷嘴80引入到发动机101的燃烧器90中，并且气态燃料13在燃烧器90中焚烧，燃烧器90生成热气体，该热气体驱动发动机中的燃气涡轮。引入到燃烧器中的第二燃料的量可使用流动计量阀65来控制。示例性方法还可包括如果需要就在飞行器发动机启动之后停止第一燃料11的供应的步骤。 [0077] 在操作双燃料飞行器的燃气涡轮发动机101的示例性方法中，汽化第二燃料12的步骤可使用来自从发动机101中的热源抽取的热气体的热来执行。如先前所述，在方法的一个实施例中，热气体可为来自发动机中的压缩机155的压缩空气(例如，如图5中所示)。在方法的另一个实施例中，热气体从排气喷嘴98或发动机的排气流99供应(例如，如图6a中所示)。 [0078] 操作双燃料飞行器发动机101的示例性方法可选可包括在例如，如图7中所示的飞行曲线120的选择部分期间使用第一燃料11和第二燃料12的选择比例，以生成驱动燃气涡轮发动机101的热气体的步骤。第二燃料12可为低温液体燃料112，如，例如，液化天然气(LNG)。在以上方法中，在飞行曲线120的不同部分期间改变第一燃料12和第二燃料13的比例的步骤(见图7)可用于有利地以经济且有效的方式操作飞行器系统。例如，在其中第二燃料12的成本低于第一燃料11的成本的情形中，这是可能的。例如，在使用LNG作为第二燃料12，而基于煤油的液体燃料如Jet-A燃料作为第一燃料11时，这可为该情况。在操作双燃料飞行器发动机101的示例性方法中，使用的第二燃料12的量与使用的第一燃料的量的比例(比率)可取决于飞行任务的部分在大约0%到100%之间变化。例如，在一个示例性方法中，使用的较廉价的第二燃料(例如，LNG)与使用的基于煤油的燃料的比例在飞行曲线的巡航部分期间为大约100%，以便使燃料的成本最小化。在另一个示例性操作方法中，第二燃料的比例在需要更高推力水平的飞行曲线的起飞部分期间为大约50%。 [0079] 上文所述的操作双燃料飞行器发动机101的示例性方法还可包括使用控制系统130控制引入到燃烧器90中的第一燃料11和第二燃料12的量的步骤。图4中示意性地示出了示例性控制系统130。控制系统130将控制信号131(S1)发送至控制阀135，以控制引入至燃烧器90的第一燃料11的量。控制系统130还将另一个控制信号132(S2)发动至控制阀65，以控制引入至燃烧器90的第二燃料12的量。使用的第一燃料11和第二燃料12的比例可通过控制器134在0%到100%之间变化，控制器134编程为在飞行曲线120的不同飞行节段期间按需要改变比例。控制系统130还可接收反馈信号133，例如，基于风扇速度或压缩机速度，或其它适合的发动机操作参数。在一个示例性方法中，控制系统可为发动机控制系统的一部分，如，例如，完整权限数字电子控制(FADEC)357。在另一个示例性方法中，机械或液压机械发动机控制系统可形成控制系统的一部分或全部。 [0080] 控制系统130,357构架和策略适当地设计成实现飞行器系统5的经济操作。至增压泵52和(多个)高压泵58的控制系统反馈可经由发动机FADEC357或通过具有单独的控制系统的分布式计算来实现，该单独的控制系统可选可通过各种可用的数据总线来与发动机FADEC和与飞行器系统5控制系统通信。 [0081] 例如，如图4中所示，控制系统，物品130，可改变泵52,58的速度和输出来保持横跨机翼7的特定压力，用于安全目的(例如，大约30-40psi)，以及高压泵58下游的不同压力(例如，大约100到1500psi)，以保持系统压力高于LNG的临界点，并且避免两相流，并且通过在高压力和燃料密度下操作来减小LNG燃料输送系统的体积和重量。 [0082] 在示例性控制系统130,357中，控制系统软件可包括以下逻辑中的任一个或所有：(A)控制系统策略，其在高压缩机排放温度(T3)和/或涡轮入口温度(T41)下的包络线中的起飞和/或其它点上使低温燃料(如，例如，LNG)的使用最大化；(B)控制系统策略，其关于用以使燃料成本最小化的任务使低温燃料(如，例如，LNG)的使用最大化；(C)控制系统130, 357，其仅对于高度再点火而言再点燃第一燃料，如，例如，Jet-A；(D)控制系统130,357，其关于常规Jet-A执行地面启动仅作为默认设置；(E)控制系统130,357，其仅在任何非典型操纵期间默认至Jet-A；(F)控制系统130,357，其允许常规燃料(像，Jet-A)或低温燃料(如，例如，LNG)以任何比例的手动(飞行员命令)选择；(G)控制系统130,357，其对于所有快速加速和减速都使用100%的常规燃料(像，Jet-A)。 [0083] 本公开构想出了可有利的是控制将汽化和/或带至期望温度用于供应至喷嘴用于在飞机发动机中燃烧的燃料的温度。根据本公开的至少一些方面的一些示例性实施例可有助于将提供至燃烧系统的流体(例如，燃料，如，液态天然气)的温度控制在对于燃烧和/或对于飞机发动机中的系统期望的温度要求内。根据本公开的至少一些方面的示例性实施例可结合各种类型的飞行器发动机(例如，涡扇、涡轮喷气、涡轮螺旋桨、开放转子等)使用。例如，本发明的实施例可包括再生器换热器，其可有助于单和双燃料发动机中的流体温度控制。再生器换热器可构造成将热从相对热的流体传递至相对冷的流体(具有或没有相变，液体到气体)。一些示例性热流体可以以飞机发动机的排出气体离开汽化器/换热器。示例性换热器设计包括但不限于盘管、轴向管和/或管组合(盘管和轴向管)、管壳换热器，和/或紧凑板式换热器。一些示例性再生器换热器设计可由金属、复合材料和/或组合制成。一些示例性实施例可构造成改变穿过再生器换热器和/或再生器换热器周围的旁路的流动。通过调整与再生器换热器串联的阀，可控制与再生器换热器相关联的温度。 [0084] 如先前关于图4所述，燃气涡轮组件101可具有涡轮芯部108，其包括压缩机区段105、燃烧区段90、涡轮区段155,157和具有轴向地对准的喷嘴80的喷嘴区段。涡轮发动机组件101还可包括图8中所示的低温燃料系统500。低温燃料系统500示为包括供应系统，其包括燃料箱或低温燃料储存器502、汽化器换热器504，其可位于涡轮发动机组件101的喷嘴区段内。液体供应管线506可以可操作地将低温燃料储存器502联接于汽化器换热器504的输入。液体燃料可从其接收的供应系统还可包括阀和一个或更多个泵(未示出)。气体供应管线508可以可操作地将汽化器换热器504的输出联接于如以509指示的涡轮发动机101的燃烧区段90。第二换热器510可热连接液体供应管线506和气体供应管线508，以将热从气体供应管线508传递至液体供应管线506。将理解的是，低温燃料可为LNG。 [0085] 第二换热器510可为再生器换热器，其具有第一侧512和第二侧514。如所示，第一侧510流体地联接在低温燃料储存器502与汽化器换热器504的输入之间，而第二侧514流体地联接在汽化器换热器504的输出与如以509指示的燃气涡轮的燃烧区段之间。 [0086] 液体计量阀516可与液体供应管线506流体连通，并且可控制液体燃料的流速。此外，可包括旁通管线518，其具有流体地定位在汽化器换热器504的输出与再生器换热器510的第二侧514之间的输入520和流体地联接于如以509指示的涡轮发动机的燃烧区段的输出521。气体计量阀522可与气体供应管线508流体连通。更具体而言，气体计量阀522可流体地与再生器换热器510的第二侧514串联设置，并且可调制穿过再生器换热器510的第二侧514的气态燃料的流速。 [0087] 在操作期间，液体燃料可流过液体计量阀516，其可调制液体燃料的流速。液体燃料可流过再生器换热器510的第一侧512，其中，其可吸收来自再生器换热器510的第二侧514的热。液体燃料接着可流过汽化器换热器504，其中，其可经历相变(例如，沸腾)以变成气体。气态燃料可流过再生器换热器510的第二侧514，其中，其可将热给予流过再生器换热器510的第一侧512的液体燃料，并且/或者可流过围绕再生器换热器510的旁路518。来自再生器换热器510的第二侧514和/或旁路518的气态燃料可供应至如以509指示的涡轮发动机 101的燃烧器90。 [0088] 气体计量阀522可控制穿过再生器换热器510的第二侧514的气体的流速。大体上，如果期望降低流至燃烧器90的气态燃料的温度，则气体计量阀522可至少部分地打开，以允许更多流穿过再生器换热器510的第二侧514。如果期望升高流至燃烧器90的气态燃料的温度，则气体计量阀522可至少部分地关闭来允许较少流穿过再生器换热器510的第二侧514。 [0089] 将理解的是，以上实施例中的任一个可在用于涡轮发动机的双燃料飞行器系统中使用，其包括用于控制第一燃料从第一燃料箱流至涡轮发动机的第一燃料系统，以及用于控制液体天然气流至涡轮发动机的第二燃料系统。 [0090] 上文所述的实施例提供了包括允许单和双燃料发动机中的流体温度控制的多种益处。上文所述的实施例提供了将在到达涡轮发动机的燃烧区段之前汽化并且/或者需要带至期望温度的燃料的温度控制。上述实施例提供了：再生器换热器可布置成将热从相对热的气态燃料传递至少相对冷的液体燃料，旁路可布置成引导至少一些气态燃料围绕再生器换热器，并且计量阀可布置成调制穿过再生器换热器和/或穿过旁路的气态燃料的流。 [0091] 在未已经描述的程度上，各种实施例的不同特征和结构可按需要与彼此组合使用。该一个特征可不在所有实施例中示出不意味着解释为这可不，但为了描述的简短而作出。因此，不同实施例的各种特征可按需要混合和匹配以形成新的实施例，而不管新的实施例是否被清楚地描述。本文中描述的特征的所有组合或排列由本公开涵盖。 [0092] 该书面的描述使用实例以公开本发明(包括最佳模式)，并且还使本领域技术人员能够实践本发明(包括制造和使用任何装置或系统并且执行任何并入的方法)。本发明的可专利范围由权利要求限定，并且可包括本领域技术人员想到的其它实例。如果这些其它实例具有不与权利要求的字面语言不同的结构元件，或者如果这些其它实例包括与权利要求的字面语言无显著差别的等同结构元件，则这些其它实例意图在权利要求的范围内。 |
||||||
QQ群二维码
意见反馈
意见反馈