。
[0058]图8示出了一种示范电功率生成系统500，其可被利用来在飞行器中产生电功率。更具体地，系统500已示为包括处于机械生成器的形式的电功率生成器，其将温度差转化成机械能，由此，机械能可用来生成电力。更具体地，机械生成器可包括由温度差产生机械能的斯特林发动机502。
[0059]斯特林发动机502可为包括自由活塞斯特林发动机的任意适当类型的斯特林发动机502。斯特林发动机典型地包括至少一个热源、至少一个热沉、和至少一个换热器。自由活塞斯特林发动机可相对于其他斯特林发动机具有更少的部分和其他优点。本公开构思，斯特林发动机502是闭合循环再生热发动机，其构造为通过处于不同温度下的工作流体的循环压缩和膨胀而操作，使得热能被转化成机械功。通常，工作流体在发动机的较冷部分中压缩并且在较热部分中膨胀。
[0060]斯特林发动机502可以可操作地与电生成器504联接，使得斯特林发动机502可对电生成器504供应机械能，并且电生成器504可供应电功率。更具体地，电生成器504可以可操作地联接至飞行器5的电气系统，以将电功率供应至其。
[0061]斯特林发动机502可布置为使用热空气和需要加热的冷LNG的温度势操作，该热空气需要被冷却以用于环境温度控制系统。在操作期间，可在506处将来自发动机压缩机的相对热的放出空气，和/或在508处将来自燃料系统的相对冷的LNG供应至航空电功率生成系统500。可想到的是，高温源可作为用于斯特林发动机502的热源起作用，并且低温源可作为用于斯特林发动机502的热沉起作用。以这种方式，斯特林发动机502可将在506处的相对热的空气用作热源，和/或将在508处的相对冷的LNG用作热沉。在热空气经过斯特林发动机502之后，其可在510处供应至飞行器的环境控制系统。在LNG经过斯特林发动机502之后，其可供应至512处的燃料系统。斯特林发动机502可产生机械能，该机械能可如通过箭头514所指示地供应至电生成器504。电生成器504可如通过箭头516所指示地将电功率供应至发动机和/或飞行器系统。热运动的方向通过箭头520指示。
[0062]将理解的是，用于产生电功率的系统可以以任何适当的方式形成，例如图9示出了系统600，其与之前描述的系统500相似并且因而，相似的部分将用增大100的相似的标号识别，其中，应当理解的是，系统500的相似部分的说明适用于系统600，除非另外指出。一个差异为，系统600包括电功率生成设备，其为热电生成器602而非斯特林发动机502和生成器504的形式。热电生成器602可为任何适当的装置，其构造为将处于温度差的形式的热直接转化成电能。例如，热电生成器602可使用高温源和低温源之间的温度差来产生电功率。
[0063]热电生成器典型地使用“塞贝克效应(Seebeck) ” (也称为“热电效应”)操作。正如上述系统500那样，驱动热电生成器602的温度差可提供在指示为在606处的相对热压缩机放出空气和指示为在608处的相对冷、低温液体燃料之间。在操作期间，可将在606处的来自发动机压缩机的相对热的放出空气，和/或在608处的来自燃料系统的相对冷LNG供应至航空电功率生成系统600。热电生成器602可使用606处的相对热的空气和608处的相对冷的LNG之间的温度差来产生电功率。在热空气经过热电生成器602之后，该热空气可在610处供应至飞行器的环境控制系统，并且在LNG经过热电生成器602之后，该LNG可在612处供应至燃料系统。由热电生成器602产生的电功率可供应至飞行器的电气系统，包括但不限于，飞行器的发动机和/或其他飞行器系统。
[0064]在上面描述的系统中的各个构思，飞行器环境控制系统除其他功能外，对飞行器座舱提供空气、加压、和热控制。典型地，空气经由一个或更多个泄放孔从飞行器发动机压缩机供应至ECS。各种压力调节器和断流阀控制放出空气对ECS的供应。在一些操作条件下，放出空气可比期望用于ECS的更热。预冷却器可通过对风扇空气流传递热来冷却供应至ECS的放出空气。根据本公开的至少一些方面的一些实例实施例可在将放出空气引导穿过预冷却器之前、之后、或替代其而使用相对热的放出空气来操作斯特林发动机502和/或热电生成器602。
[0065]通过将这两个热势与斯特林发动机502和/或热电生成器602配合，可产生用于飞行器的电功率。可构思斯特林发动机502和/或热电生成器602可与LNG蒸发器流体串联或并联地配置。例如，斯特林发动机502和/或热电生成器602可定位在蒸发器上游来用作用于进入蒸发器的LNG的预加热器。
[0066]上面的示范系统可在用于在飞行器中产生电功率的方法中使用。这种方法可包括在飞行器中产生电功率，该飞行器具有放出相对高的热的发动机和放出相对低的热的低温系统，该方法包括生成电力，其使用在相对高热和相对低热之间的温度差来产生电力。这可包括由飞行器5的涡轮发动机101产生放出空气，和将放出空气用作相对高的热，和将来自低温系统的处于流体状态的压缩气体用作相对低温的热。例如，可使用来自LNG燃料系统的相对冷的LNG，并且可使用来自发动机压缩机的相对热的放出空气。可构思到的是，产生电力可包括使用温度差来产生机械能，其然后用来产生电力。例如，产生机械能可包括使用温度差来驱动斯特林发动机或热电生成器。备选地，温度差可用来通过驱动热电生成器直接生成电力。
[0067]在未描述的范围下，各种实施例的不同特征和结构可根据需要结合彼此使用。可能不在所有的实施例中示出的一个特征不意图被解释为其不可被示出，而是出于说明的简洁性这样做。因而，不同实施例的各种特征可如所期望地混合和配合来形成新实施例，不论新实施例是否明确地被描述。在本文中描述的特征的所有的组合或排列由本公开覆盖。
[0068]本书面说明使用实例以公开本发明，包括最佳实施方式，并且还使任何本领域技术人员能够实践本发明，包括制造并且使用任何设备或系统并且实行任何合并的方法。本发明的可申请专利的范围由权利要求限定，并且可包括由本领域技术人员想到的其他示例。如果这些其他示例包括不与权利要求的字面语言不同的结构元件，或者如果这些其他示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，则这些其他示例意图在权利要求的范围内。
【主权项】
1.一种用于飞行器的电功率系统，其包括: 涡轮发动机，其联接至所述飞行器并且提供推进推力，并在操作期间放出热来限定高温源； 低温燃料系统，其位于所述飞行器内，并且为所述涡轮提供燃料并放出处于比来自所述涡轮发动机的热低的温度的热来限定低温源；和 电功率生成器，其位于所述飞行器上并且利用所述高温源与所述低温源之间的温度差来生成电功率。
2.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述涡轮发动机生成放出空气来形成所述高温源，并且所述低温燃料系统具有提供所述低温源的贮存燃料。
3.根据权利要求2所述的系统，其特征在于，所述贮存燃料是压缩至液相的气体。
4.根据权利要求1-3中的任一项所述的系统，其特征在于，所述电功率生成器包括机械生成器，其将所述温度差转化成机械能，由此，所述机械能可用来生成电力。
5.根据权利要求4所述的系统，其特征在于，所述机械生成器包括从所述温度差产生机械能的斯特林发动机。
6.根据权利要求5所述的系统，其特征在于，所述电功率生成器还包括电生成器，所述电生成器可操作地联接至所述斯特林发动机，使得所述斯特林发动机可对所述电生成器供应机械能，并且所述电生成器可供应电功率。
7.根据权利要求6所述的系统，其特征在于，所述电生成器可操作地联接至所述飞行器的电气系统。
8.根据权利要求6所述的系统，其特征在于，所述斯特林发动机包括自由活塞斯特林发动机。
9.根据权利要求6所述的系统，其特征在于，所述高温源作用为用于所述斯特林发动机的热源，并且所述低温源作用为用于所述斯特林发动机的热沉。
10.根据权利要求9所述的系统，其特征在于，所述涡轮发动机生成放出空气来形成所述高温源，并且所述低温燃料系统具有提供所述低温源的贮存燃料。
11.根据权利要求1-10中的任一项所述的系统，其特征在于，所述电功率生成器包括热电生成器，所述热电生成器构造为使用所述高温源与所述低温源之间的所述温度差来产生电功率。
12.一种用于在飞行器中产生电功率的方法，所述飞行器具有放出相对高的热的发动机和放出相对低的热的低温系统，所述方法包括使用所述相对高的热与所述相对低的热之间的温度差生成电力，来生成电力。
13.根据权利要求12所述的方法，其特征在于，生成电力包括使用所述温度差来生成机械能，所述机械能然后用来生成电力。
14.根据权利要求13所述的方法，其特征在于，生成机械能包括使用所述温度差来驱动斯特林发动机。
15.根据权利要求12-14中的任一项所述的方法，其特征在于，还包括从所述飞行器的涡轮发动机生成放出空气，和将所述放出空气用作所述相对高的热，和将来自所述低温系统的处于液体状态的压缩气体用作相对低温的热。
【专利摘要】一种用于飞行器的电功率系统，和一种用于产生电功率的方法，该电功率系统包括：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(12)，其位于飞行器内并且为涡轮(101)提供燃料，并且放出处于比来自涡轮发动机的热低的温度的热来限定低温源；和电功率生成器，其位于飞行器上并且具有热力生成器，该热力生成器使用温度差来生成电功率。
【IPC分类】B64D37-30, B64D41-00
【公开号】CN104870312
【申请号】CN201380068526
【发明人】A.小德尔加多, T.J.布赫霍尔斯, C.D.马蒂亚斯
【申请人】通用电气公司
【公开日】2015年8月26日
【申请日】2013年11月26日
【公告号】CA2895738A1, WO2014105334A1