一种在用于飞行器(5)的发动机(101)中使用低温燃料(12)的方法及设备，其中低温燃料(12)供应至发动机用于燃烧。
【技术实现步骤摘要】
【国外来华专利技术】【专利说明】用于飞行器发动机的低温燃料的能量有效且受控的汽化相关申请的交叉引用本申请请求享有2013年3月15日提交的美国临时专利申请第61/ 786，723号的权益，该申请以其整体并入本文中。
本文中公开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其操作方法。
技术介绍
—些飞行器发动机可构造成使用一种或更多种燃料如喷射燃料和/或天然气来操作。【附图说明】通过参照连同附图进行的以下描述可最佳地理解本文中所述的技术，在该附图中: 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； 图2为示例性燃料输送/分配系统； 图2a为示例性低温燃料的示例性压焓图中的示例性操作路径； 图3为示出燃料箱和示例性沸溶使用的示例性布置的示意图； 图4为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； 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； 图6a为示例性直接换热器的示意图； 图6b为示例性间接换热器的示意图； 图6c为另一个示例性间接换热器的示意图； 图7为用于飞行器系统的示例性飞行任务曲线的示意图； 图8为用于使低温燃料汽化的示例性系统的框图；以及图9为所有都根据本公开的至少一些方面的用于使低温燃料汽化的示例性系统的框图。【具体实施方式】在以下详细描述中，参照了形成其一部分的附图。在附图中，类似的标号典型地识别类似的构件，除非上下文另外指出。在详细描述、附图和权利要求中描述的示范性实施例不意于限制。可使用其它实施例，并且可作出其它改变，而不脱离这里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，它们所有都明确地构想出，并且构成本公开的部分。图1示出了根据本专利技术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。示例性飞行器系统5具有燃料储存系统10，用于储存用于推进系统100中的一种或更多种类型的燃料。如本文中在下面进一步说明的，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中的其它适合的位置处。在其它实施例中，飞行器系统5可包括能够储存第二燃料12的可选的第三燃料箱123。可选的第三燃料箱123可位于飞行器系统的机身的后部中，如，例如图1中示意性示出的。如本文中随后进一步所述，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12两者生成推进推力。示例性双燃料推进系统100包括燃气涡轮发动机101，其能够选择性地使用第一燃料11或第二燃料21或以选择比例使用第一燃料和第二燃料两者来生成推进推力。第一燃料可为常规液体燃料，如，基于煤油的喷射燃料，如，现有技术中称为Jet-A、JP-8或JP-5的，或其它已知的类型或等级。在本文中所述的示例性实施例中，第二燃料12为在非常低的温度下储存的低温燃料。在本文中所述的一个实施例中，低温第二燃料12为液化天然气(作为备选在本文中被称为"LNG")。低温第二燃料12在低温度下储存在燃料箱中。例如，LNG在大约-265 °FT，在大约15psia的绝对压力下储存在第二燃料箱22中。燃料箱可由已知的材料如钛、铬镍铁合金、铝或复合材料制成。图1中所示的示例性飞行器系统5包括燃料输送系统50，其能够将燃料从燃料储存系统10输送至推进系统100。已知的燃料输送系统可用于输送常规的液体燃料，如，第一燃料11。在本文中所述和图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)通过运输低温燃料的导管54输送至推进系统100。为了在输送期间大致保持低温燃料的液态，燃料输送系统50的导管54的至少一部分被隔离，并且构造用于运输加压低温液体燃料。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。导管可由已知的材料如钛、铬镍铁合金、铝或复合材料制成。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，其包括燃料电池，该燃料电池能够使用第一燃料11或第二燃料12中的至少一种产生电功率。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的一部分来生成功率。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，示例性燃气涡轮发动机101包括风扇103和芯部发动机108，芯部发动机108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，如，例如图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〃敞开转子〃的一部分，其中，不存在包绕风扇叶片组件的外壳。在操作期间，空气在大致平行于延伸穿过发动机101的中心线轴线15的方向上轴向地流动穿过风扇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可具有附加的压缩机，其有时在本领域中被称为中压压缩机，由另一个涡轮级(图4中未示出)驱动。在飞行器系统5的操作(见图7中示出的示例性飞行曲线)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级期间视情况在0%到100%之间变化。本文中所述的飞行器和发动机系统能够使用两种材料操作，其中一种可为低温燃料，如，例如LNG (液化天然气)，另一种为常规的基于煤油的喷射燃料，如Jet-本文档来自技高网...
【技术保护点】
一种针对飞行器生成废热在发动机中使用低温燃料的方法，所述方法包括：供应液体低温燃料用于在所述发动机中燃烧；以及利用来自所述飞行器的所述废热使所述液体低温燃料汽化来在所述发动机中燃烧之前由所述液体低温燃料形成汽化燃料。
【技术特征摘要】
【国外来华专利技术】...
【专利技术属性】
技术研发人员：DM卡马思，A小德尔加多，MJ爱普斯坦，
申请(专利权)人：通用电气公司，
类型：发明
国别省市：美国;US
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