器起作用。蒸发器60的另一功能在于使低温燃料(例如，液化天然气(LNG)燃料)体积地膨胀成气态形式以用于稍后的燃烧。用于在蒸发器60中使用的热(热能)可来源于在推进系统100和飞行器系统5中的多个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/或低压涡轮间隙控制空气；(iv)LPT配管冷却附加空气；(V)在高压和/或低压涡轮中使用的冷却空气；(vi)润滑油；以及(vii)飞行器系统5中的机载航空电子、电子器件。用于蒸发器的热也可从压缩机105、增压器104、中压压缩机(未示出)和/或风扇旁路空气流107 (见图4)供应。在图5中示出了使用来自压缩机105的排放空气的一部分的示范实施例。如在图5中通过项目3所示出的，压缩机排放空气2的一部分被吹至蒸发器60。低温液体燃料21 (例如，LNG)进入蒸发器60，其中，来自空气流动流3的的热被传递至低温液体燃料21。在一个示范性实施例中，如在之前所描述的，加热的低温燃料进一步膨胀，从而在蒸发器60中产生气态燃料13。然后使用燃料喷嘴80(见图5)将气态燃料13引入燃烧器90中。从蒸发器离开的冷却的空气流4可用于冷却其他发动机构件，例如，燃烧器90结构和/或高压涡轮155结构。蒸发器60中的换热器部分可为已知的设计，例如，壳体和导管设计、双配管设计、和/或翅片板设计。蒸发器60 (见图4)中的燃料112流方向和加热流体96方向可为并流方向、逆流方向、或者它们可以错流方式流动，来促进低温燃料与加热流体之间的有效的热交换。
[0047]在蒸发器60中的热交换可通过金属壁在低温燃料和加热流体之间以直接方式发生。图5示意地示出了蒸发器60中的直接换热器。图6a示意地示出了一种示范直接换热器63，其使用燃气涡轮发动机101排气气体99的一部分97来加热低温液体燃料112。备选地，在蒸发器60中的热交换可通过中间加热流体的使用在低温燃料和在上面列出的热源之间以间接方式发生。图6b示出了一种使用间接换热器64的示范蒸发器60，该间接换热器64使用中间加热流体68来加热低温液体燃料112。在图6中示出的这种间接换热器中，中间加热流体68通过来自燃气涡轮发动机101的排气气体99的一部分97而被加热。来自中间加热流体68的热然后传递至低温液体燃料112。图6c示出了在蒸发器60中使用的间接交换器的另一实施例。在该备选实施例中，中间加热流体68由燃气涡轮发动机101的风扇旁路流107的一部分，以及发动机排气气体99的一部分97加热。中间加热流体68然后加热低温液体燃料112。控制阀38用来控制在流动流之间的相对热交换。
[0048](V)操作双燃料飞行器系统的方法
使用双燃料推进系统100的飞行器系统5的操作的示范方法关于在图7中示意地示出的示范飞行任务剖面如下地描述。在图7中示意地示出的示范飞行任务剖面示出了在由字母标记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5的操作(见在图7中的示范飞行剖面120)期间，在推进系统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(例如，在起飞期间)使用例如第一燃料Ilo推进系统100可在推进系统的操作的第二选择部分期间(例如，在巡航期间)使用第二燃料12，例如，LNG。备选地，在飞行器系统5的操作的选择部分期间，燃气涡轮系统101能够同时使用第一燃料11和第二燃料12两者，来产生推进推力。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比例可酌情在0%至100%之间改变。
[0049]操作使用双燃料燃气涡轮发动机101的双燃料推进系统100的示范方法包括下列步骤:通过在燃烧器90中燃烧第一燃料11来启动飞行器发动机101 (见在图7中的A-B)，该燃烧器90产生驱动发动机101中的燃气涡轮的热气体。第一燃料11可为已知类型的液体燃料，例如，基于煤油的喷气燃料。发动机101在启动时可产生足够的热气体，其可用来蒸发第二燃料，例如，低温燃料。第二燃料12然后被使用在蒸发器60中的热蒸发，来形成气态燃料13。第二燃料可为低温燃料112，例如，LNG。示范蒸发器60的操作已经在之前在本文中描述。然后使用燃料喷嘴80将气态燃料13引入发动机101的燃烧器90，并且气态燃料13在生成热气体的燃烧器90中燃烧，该热气体驱动发动机中的燃气涡轮。引入燃烧器中的第二燃料的量可使用流量计量阀65来控制。如果期望，那么示范方法可进一步包括在启动飞行器发动机之后停止第一燃料11的供应的步骤。
[0050]在操作双燃料飞行器燃气涡轮发动机101的示范方法中，蒸发第二燃料12的步骤可使用来自从发动机101中的热源取出的热气体的热进行。如之前所描述的，在方法的一个实施例中，热气体可为来自发动机(例如，如在图5中所示出)中的燃烧器155的压缩空气。在方法的另一实施例中，热气体从发动机(例如，如在图6a中所不出)的排气喷嘴98或排气流99供应。
[0051]操作双燃料飞行器发动机101的示范方法可以可选地包括，在例如在图7中示出的飞行剖面120的选择的部分期间，使用选定比例的第一燃料11和第二燃料12来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，例如，液化天然气(LNG)。在上面的方法中，在飞行剖面120(见图7)的不同部分期间改变第一燃料12和第二燃料13的比例的步骤可用来有利于以经济且有效的方式操作飞行器系统。这例如在第二燃料12的成本比第一燃料11的成本低的情况下是有可能的。这可为例如当将LNG用作第二燃料12并且将基于煤油的液体燃料(例如，Jet-A燃料)用作第一燃料11时的情况。在操作双燃料飞行器燃料101的示范方法中，使用的第二燃料12的量比使用的第一燃料的量的比例(比率)可根据飞行任务的部分在大约0%和100%之间改变。例如，在一个示范方法中，在飞行剖面的巡航部分期间，使用的更廉价的第二燃料(例如，LNG)比使用的基于煤油的燃料的比例为大约100%，以便降低燃料的成本。在另一示范操作方法中，在需要更高的推力水平的飞行剖面的起飞部分期间第二燃料的比例为大约50%。
[0052]在上面描述的操作双燃料飞行器发动机101的示范方法还可包括，使用控制系统130控制引入燃烧器90中的第一燃料11和第二燃料12的量的步骤。在图4中示意地示出了示范控制系统130。控制系统130向控制阀135发送控制信号131 (SI)，来控制引入至燃烧器90的第一燃料11的量。控制系统130还向控制阀65发送另一控制信号132 (S2)，来控制引入至燃烧器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%至100%之间改变，该控制器134被编程为在飞行剖面120的不同飞行节段期间根据需要改变比例。控制系统130还可接收反馈信号133，该反馈信号133基于例如风扇速度或压缩机速度或其他适当的发动机操作参数。在一个示范方法中，控制系统也可为发动机控制系统的一部分，例如，全权限数字电子控制(FADEC) 357。在另一示范方法中，机械或水力机械发动机控制系统可形成控制系统的部分或全部。
[0053]控制系统130、357架构和策略被适当地设计来实现飞行器系统5的经济操作。对增压泵52和(多个)高压泵58的控制系统反馈可经由发动机FADEC 357或通过利用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以可选地通过各种可获得数据总线与发动机FADEC和飞行器系统5控制系统连通。
[0054]控制系统(例如，在图4中示出的项130)可改变泵52、58速度和输出来维持用于安全目的的跨过机翼7的指定压力(例如，处于大约30-40 psi)，和高压泵58下游的不同压力(例如，处于大约100至1500 psi)，以将系统压力维持为高于LNG的临界点，并且避免两相流，并且通过在高压和燃料密度下的操作来降低LNG燃料输送系统的体积和重量。
[0055]在示范控制系统130、357中，控制系统软件可包括下列逻辑中的任一种或全部:(A)使低温燃料(例如，LNG)在处于高压缩机排放温度(T3)和/或涡轮入口温度(T41)下的起飞和/或包线中的其他点上的使用最大化的控制系统策略；(B)使低温燃料(例如，LNG)在任务上的使用最大化来降低燃料成本的控制系统策略；(C)控制系统130、357，其通过第一燃料(例如，Jet-A)重新点火，仅用于高空重新点火；(D)控制系统130、357，其仅作为缺省设置进行通过常规Jet-A的地面启动；(E)控制系统130、357，其仅在非典型机动期间默认为Jet-A ; (F)控制系统130、357，其允许处于任何比例的常规燃料(如，Jet-Α)或低温燃料(例如，LNG)的手动(飞行员命令)选择；(G)控制系统130、357，其利用100%常规燃料(如，Jet-Α)以用于所有的快速加速和降速。
[0056]本发明的实施例构思到使用联接至飞行器的发动机的发电机生成电功率的系统，该系统可提高发动机的比燃料消耗。根据本公开的至少一些方面的一些实例实施例可便于来自在飞行器上的废热的电功率生成，该飞行器在单和双燃料发动机中使用低温燃料。一些实例实施例可提供对比燃料消耗有十分小的影响的电功率产生能力。实例实施例可结合任意类型的燃气涡轮飞行器发动机(例如，涡轮风扇、涡轮喷气、涡轮螺桨、开放式转子等)使用。
[0057]用于飞行器5的这种电功率系统可包括:涡轮发动机101，其联接至飞行器5并且提供推进推力，并且在操作期间放出热来限定高温源；低温燃料系统，其定位在飞行器5内并且为涡轮发动机101提供燃料12，并且放出处于比来自涡轮发动机101的热更低温的热来限定低温源；以及电功率生成器，其定位在飞行器5上并且使用在高温源和低温源之间的温度差来产生电功率。涡轮发动机101可生成放出空气来形成高温源，并且低温燃料系统具有提供低温源的贮存燃料12。贮存燃料12可为压缩至液相的气体(例如，LNG)