飞机发动机燃料系统及其操作方法技术方案

本发明专利技术公开一种飞机发动机燃料系统900，该飞机发动机燃料系统900具有：燃气涡轮发动机101；涡轮增压器910；压缩机排放空气系统930，该压缩机排放空气系统930用于将来自燃气涡轮发动机101的压缩机空气（A）提供给涡轮增压器910；以及燃料输送系统940，该燃料输送系统940用于将来自涡轮增压器910的压缩气态燃料（G）提供给燃气涡轮发动机101，由此压缩机空气（A）为涡轮增压器910提供动力并且涡轮增压器910将压缩气态燃料（G）泵送至燃气涡轮发动机101。还公开一种操作飞机发动机燃料系统900的方法，该方法包括以下步骤：操作燃气涡轮发动机101；从燃气涡轮发动机101提取压缩机空气（A）；将压缩机空气（A）引导至涡轮增压器910；以及操作涡轮增压器910以将压缩气态燃料（G）泵送至燃气涡轮发动机101。

【技术实现步骤摘要】
【国外来华专利技术】相关申请的交叉引用本申请要求2011年6月17日提交的美国临时申请序列号61/498264的优先权，该专利申请通过弓I用整体结合到本文中。
技术介绍
本文中所描述的技术总体涉及飞机系统，并且更具体地涉及飞机发动机燃料系统。某些低温燃料(例如液化天然气(LNG))比传统的喷气燃料成本低。然而，这种低温燃料在储存和通往飞机发动机途中都需要对温度、压力、和其它参数进行仔细管理，这种低温燃料在飞机发动机处将被用于产生功率。至少在某些操作条件期间，飞机发动机具有用于驱动额外的部件和系统的备用容量。然而，仍然存在对用于储存和运输飞机发动机燃料系统中的低温燃料的简化和更高效的系统的需要。
技术实现思路
在一个方面中，一种飞机发动机燃料系统900具有:燃气涡轮发动机101、涡轮增压器910、压缩机排放空气系统930，该压缩机排放空气系统930用于将来自燃气涡轮发动机101的压缩机空气(A)提供给涡轮增压器910 ；以及燃料输送系统940，该燃料输送系统940用于将来自涡轮增压器910的压缩气态燃料(G)提供给燃气涡轮发动机101，由此压缩机空气(A)为涡轮增压器910提供动力并且涡轮增压器910将压缩气态燃料(G)泵送至燃气涡轮发动机101。在另一个方面中，一种操作飞机发动机燃料系统900的方法包括以下步骤:操作燃气涡轮发动机101 ;从燃气涡轮发动机101提取压缩机空气(A);将压缩机空气(A)引导至涡轮增压器910 ;以及操作涡轮增压器910以将压缩气态燃料(G)泵送至燃气涡轮发动机101。【附图说明】可以通过结合附图参照以下描述来最佳理解本文中所描述的技术，其中:图1是具有双燃料推进系统的示例性飞机系统的等距视图；以及图2是飞机发动机燃料系统的示例性实施例的示意图。【具体实施方式】参照本文中的附图，相同的附图标记在全部各个视图中表示相同的元件。图1示出了根据本专利技术的示例性实施例的飞机系统5。该示例性飞机系统5具有机身6和连接至机身的机翼7。飞机系统5具有推进系统100，该推进系统100产生推动飞行中的飞机系统所需的推进推力。尽管推进系统100在图1中示为连接至机翼7，但是在其它实施例中，推进系统100可以联接至飞机系统5的其它部分，例如尾部16。示例性飞机系统5具有燃料储存系统10，以存储用于推进系统100中的一种或多种类型的燃料。图1中所示的示例性飞机系统5使用两种类型的燃料，如本文中后面进一步解释的。因此，示例性飞机系统5包括能够储存第一燃料11的第一燃料箱21和能够储存第二燃料12的第二燃料箱22。在图1中所示的示例性飞机系统5中，第一燃料箱21的至少一部分定位在飞机系统5的机翼7中。在图1所示的一个示例性实施例中，第二燃料箱22靠近机翼与机身相联接的位置处定位在飞机系统的机身6中。在备选实施例中，第二燃料箱22可以定位在机身6或机翼7中其它合适的位置处。在其它实施例中，飞机系统5可以包括可选的能够储存第二燃料12的第三燃料箱123。可选的第三燃料箱123可以定位在飞机系统的机身的后部，例如图1中示意性地示出的。如本文中后面进一步描述的，图1中所示的推进系统100是双燃料推进系统，该双燃料推进系统能够通过使用第一燃料11或第二燃料12或者使用第一燃料11和第二燃料12 二者来产生推进推力。示例性双燃料推进系统100包括燃气涡轮机101，该燃气涡轮发动机101能够选择性地使用第一燃料11、或第二燃料21、或者以选定比例使用第一燃料和第二燃料二者来产生推进推力。第一燃料可以是传统的液态燃料，例如基于煤油的喷气式发动机燃料(例如本领域内众所周知为Jet-A、JP-8、或JP-5或者其它已知的类型或等级)。在本文中所描述的示例性实施例中，第二燃料12是在非常低的温度下储存的低温燃料。在本文中所描述的一个实施例中，低温第二燃料12是液化天然气(在本文中替代地称为“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15psia的绝对压力下以大约-265华氏度储存在第二燃料箱22中。燃料箱可以由已知材料制成，例如钛、铬镍铁合金、铝或复合材料。图1中所示的示例性飞机系统5包括燃料输送系统50，该燃料输送系统50能够将来自燃料储存系统10的燃料输送至推进系统100。已知的燃料输送系统可以用于输送传统的液体燃料，例如第一燃料11。在本文中所描述并且示于图1的示例性实施例中，燃料输送系统50被构造成通过运输低温燃料的管道向推进系统100输送低温液体燃料，例如LNG。图1中所示的飞机系统5的示例性实施例还包括燃料电池系统400，该燃料电池系统400包括能够使用第一燃料11或第二燃料12中的至少一种产生电功率的燃料电池。燃料输送系统50能够将来自燃料储存系统10的燃料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利用双燃料推进系统100所使用的低温燃料12的一部分来产生功率。飞机系统，如上文所描述并且图1所示的示例性飞机系统5及其操作方法在共同受让、共同待审的2011年9月30日提交的名称为“Dual Fuel Aircraft System andMethod for Operating Same”的专利申请序列号PCT/US11/54396中有更详细的描述,该专利申请通过引用整体结合到本文中。图2示出了飞机发动机燃料系统900的示例性实施例。图2中所示的系统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是LNG。也可以使用其它备选的低温液体燃料。在示例性燃料系统900中，低温液体燃料112(例如LNG)处于第一压力“P1”。压力Pl优选地接近大气压力，例如15psia。低温燃料箱122被示为定位在飞机机身6内，但是可以利用其它的安装位置。来自飞机环境的热(如字母Q以及穿过箱122壁的箭头所示)可以增加给箱内的液体，以使低温液体燃料112的温度升高。来自箱122的燃料可以在通往换热器905的途中以液(L)相或气相(G)离开，该换热器905向随后以气体状态(G)流向气体-气体涡轮增压器910的压缩机部段的燃料112增加额外的热，该气体-气体涡轮增压器910可以具有任何合适的可购得的设计。涡轮增压器910加压和泵送气态燃料(G)通过第二换热器915，该第二换热器915在燃料通过燃料输送系统940流向燃气涡轮发动机101以用于燃烧之前向燃料增加额外的热和能量。通过压缩机排放空气系统930从燃气涡轮发动机101提取压缩机空气(A)。压缩机空气(A)典型地处于比大气环境空气高的温度和压力下并且因此提供用于热能和动能的潜在的源。压缩机空气(A)因此可以用于提供换热器的高温或“热”侧源。压缩机空气(A)被引导通过换热器915，以与如上文所描述的气态燃料(G)交换热和能量。阀925可以用于选择性地控制换热器915与换热器905之间的压缩机空气(A)流，换热器905是燃料离开箱122之后所到达的第一换热器。阀925还可以用于使压缩空气(A)绕过涡轮增压器910。在离开换热器915之后，压缩机空气(A)随后流过涡轮增压器910的涡轮部段，在涡轮部段处，压缩机空气(A)用于向涡轮增压器输送能量并且驱动涡轮增压器如上文所描述地加压和泵送气态燃料(G)。压缩机空气(本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种飞机发动机燃料系统（900），所述飞机发动机燃料系统（900）包括：燃气涡轮发动机（101）；涡轮增压器（910）；压缩机排放空气系统（930），所述压缩机排放空气系统（930）用于将来自所述燃气涡轮发动机（101）的压缩机空气（A）提供给所述涡轮增压器（910）；以及燃料输送系统（940），所述燃料输送系统（940）用于将来自所述涡轮增压器（910）的压缩气态燃料（G）提供给所述燃气涡轮发动机（101）；由此所述压缩机空气（A）为所述涡轮增压器（910）提供动力并且所述涡轮增压器（910）将所述压缩气态燃料（G）泵送至所述燃气涡轮发动机（101）。

【技术特征摘要】
【国外来华专利技术】2011.06.17 US 61/498,2641.一种飞机发动机燃料系统(900)，所述飞机发动机燃料系统(900)包括:燃气涡轮发动机(101)；涡轮增压器(910)；压缩机排放空气系统(930)，所述压缩机排放空气系统(930)用于将来自所述燃气涡轮发动机(101)的压缩机空气(A)提供给所述涡轮增压器(910);以及燃料输送系统(940 )，所述燃料输送系统(940 )用于将来自所述涡轮增压器(910 )的压缩气态燃料(G)提供给所述燃气涡轮发动机(101)；由此所述压缩机空气(A)为所述涡轮增压器(910)提供动力并且所述涡轮增压器(910)将所述压缩气态燃料(G)泵送至所述燃气涡轮发动机(101)。2.根据权利要求1所述的飞机发动机燃料系统，其特征在于，所述飞机发动机燃料系统还包括至少一个换热器(915，905)，以将来自所述压缩机空气(A)的热传递给所述压缩气态燃料(G)。3.根据权利要求2所述的飞机发动机燃料系统，其特征在于，所述至少一个换热器(915)定位在所述燃气涡轮发动机(101)与所述涡轮增压器(910)之间。4.根据权利要求2所述的飞机发动机燃料系统，其特征在于，所述至少一个换热器(905)定位在所述涡轮增压器(910)上游的所述燃料输送系统(940)中。5.根据权利要求2所述的飞机发动机燃料系统，其特征在于，所述至少一个换热器(915)定位在所述涡轮增压器(910)下游的所述燃料输送系统(940)中。`6.根据权利要求1所述的飞机发动机燃料系统，其特征在于，所述涡轮增压器(910)是气体-气体涡轮增压器(910)。7.根据权利要求1所述的飞机发动机燃料系统，其特征在于，所述飞机发动机燃料系统还包括至少两个换热器(905，915)。8.根据权利要求7所述的飞机发动机燃料系统，其特征在于，至少一个换热器(905)相对于燃料输送系统(940)流定位在所述涡轮增压器(910)上游并且至少一个换热器(915)相对于所述燃料输送系统(940)流定位在所述涡轮增压器(910)下游。9.根据权利要求1所述的飞机发动机燃料系统，其特征在于，所述飞机发动机燃料系统还包括阀(925)，以选择性地使所述压缩机空气(A)绕过所述涡轮增压器(910)。10.一种飞机发动机燃料系统(900)，所述飞机发动机燃料系统(900)包括:燃气涡轮发动机(101)；气体-气体涡轮增压器(910)；压缩机排放空气系统(930)，所述压缩机排放空气系统(930)用于将来自所述燃气涡轮发动机(101)的压缩机空气(A)提供给所述涡轮增压器(910)；燃料输送系统(940 )，所述燃料输送系统(940 )用于将来自所述涡轮增压器(910 )的压缩气态燃料(G)提供给所述燃气涡轮发动机(101)；至少一个相对于燃料输送系统(940)流定位在所述涡轮增压器(910)上游的换热器(905)和至少一个相对于所述燃料输送系统(940)流定位在所述涡轮增压器(910)下游的换热器(915);以及阀(925)，所述阀(925)用于选择性地使所述压缩机空气(...

【专利技术属性】
技术研发人员：CA贡尤，RH魏斯格伯，MJ埃普斯坦，CM汤普森，
申请(专利权)人：通用电气公司，
类型：
国别省市：