，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上面列出的热源之间以间接方式发生。图6b显示了使用间接换热器64的示例性蒸发器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6b中显示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显示了在蒸发器60中使用的间接换热器的另一实施例。在该备选实施例中，中间加热流体68由燃气祸轮发动机101的风扇旁路流107的一部分和发动机排气气体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。
[0059](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的操作的示例性方法关于在图7中示意地显示的示例性飞行任务剖面如下地描述。在图7中示意地显示的示例性飞行任务剖面显示了在由字母标记A-B-C-D-E-...-X-Y等识别的飞行任务的各部分期间的发动机功率设置。例如，A-B代表开始，B-C显示了地面怠速，G-H显示了起飞，T-L和O-P显示了巡航等。在飞行器系统5的操作(见在图7中显示的示例性飞行剖面)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11。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。当在双燃料推进系统100的操作的各种阶段期间适当时，第一燃料和第二燃料的比例可在0%至100%之间改变。
[0060]操作使用双燃料燃气涡轮发动机101的双燃料推进系统100的示例性方法包括下列步骤:通过在燃烧器90中燃烧第一燃料11启动飞行器发动机101 (见在图7中的A-B)，该燃烧器90产生驱动在发动机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，基于煤油的喷射燃料。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然后使用在蒸发器60中的热被蒸发来形成气态燃料13。第二燃料可为低温燃料112，例如，LNG。示例性蒸发器60的操作已经之前在本文中描述。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在产生热气体的燃烧器90中燃烧，该热气体驱动在发动机中的燃气涡轮。引入燃烧器的第二燃料的量可使用流计量阀65控制。如果期望，那么示例性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。
[0061]在操作双燃料飞行器燃气涡轮发动机101的示例性方法中，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，在方法的一个实施例中，热气体可为来自发动机中的燃烧器155(例如，如在图5中所显示)的压缩空气。在方法的另一实施例中，热气体从发动机的排气喷嘴98或排气流99 (例如，如在图6a中所显示)供应。
[0062]操作双燃料飞行器发动机101的示例性方法可可选择地包括，在例如在图7中显示的飞行剖面120的选择部分期间，使用选择比例的第一燃料11和第二燃料12来产生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地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的成本更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的示例性方法中，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，在一个示例性方法中，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。在另一示例性操作方法中，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%。
[0063]在上面描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控制引入燃烧器90的第一燃料11和第二燃料12的量的步骤。在图4中示意地显示了示例性控制系统130。控制系统130向控制阀135发送控制信号131 (SI)，来控制引进至燃烧器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)，来控制引进至燃烧器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的不同的飞行节段期间如所需要地改变比例。控制系统130还可接收反馈信号133，其基于例如风扇速度或压缩机速度或其它适当的发动机操作参数。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，例如，全权限数字电子控制(FADEC) 357。在另一示例性方法中，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。
[0064]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。向增压泵52和(多个)高压泵58的控制系统反馈可经由发动机FADEC357或通过利用单独控制系统的分布计算实现，该单独控制系统可可选择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。
[0065]控制系统(例如，在图4中显示的项130)可改变泵52、58的速度和输出来维持横跨机翼7的指定的压力以用于安全目的(例如，处于大约30-40psi)，和在高压泵58下游的不同的压力(例如，处于大约100至1500psi)，来将系统压力维持在LNG的临界点之上，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。
[0066]在示例性控制系统130、357中，控制系统软件可包括下列逻辑中的任意项或全部:㈧控制系统策略，其增加低温燃料(例如，LNG)在处于高压缩机排放温度(T3)和/或涡轮入口温度(T41)下的封壳中的起飞和/或其它点上的使用；(B)控制系统策略，其增加低温燃料(例如，LNG)在任务上的使用来降低燃料成本；(C)控制系统130、357，其重新点燃第一燃料(例如，Jet-A)，以仅仅用于高空重新点燃；(D)控制系统130、357，其仅仅作为缺省设置进行常规的Jet-A上的地面启动；(E)控制系统130、357，其仅仅在任何非典型操纵期间默认为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-A)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-A)以用于所有的快速加速和降速。
[0067]作为处于任何形式(LNG、CNG等)的航空燃料的天然气的利用需要，将确保在输送管线、岐管和/或机上燃料贮存容器中的任何剩余量的燃料的正确管理的飞行器的设计和实施方式与发动机净化系统。可靠性、重量以及简易性是这些系统的设计中的关键度量标准。在操作之前和之后的液化天然气管线的净化对于飞行器系统安全是关键的。在LNG升温并且经受从液体向蒸汽的相变(沸腾)时，其比体积(立方英尺每镑)显著地增加。如果允许在闭合管线或容器中升温，那么压力将增加至有可能引起带有潜在十分不期望的结果的破裂和燃料包含物的损失的极限水平。在地基功率产生涡轮发动机中，在发动机上的天然气燃料岐管和燃料喷嘴的净化通常使用特种阀并且使发动机压缩机排放空气前进至燃料岐管实现。在其它设计中，使用高压流来净化岐管和喷嘴。这些解决方案在飞行器应用上是不实用的。典型地，天然气以用于地基发动机的气相输送至发动机。在飞行器中，燃料处于液相并且在到达发动机后蒸发。包含液体的供应管线必须在LNG上的操作停止后净化。需要惰性气体以用于净化。十分期望用空气净化，除非净化直接进入发动机燃烧器。在不使用或空置时，优选地将箱和供应管线中的不可燃烧混合物保持为不足量且不排出至大气。
[0068]过去的10-15年，OBIGGS(机上惰性气体产生系统)技术已经迅速地发展，以用于在军事和商用领域两者中使用。使用中空纤维、薄膜、压力摆动吸收、以及其它技术的OBIGGS系统已经发展并作为在所有形状和尺寸的飞行器中的操作产物配置。所有的这些概念将氧和氮分离，从而产生两种物理分离且截然不同的流，其包括用于燃料箱的机上惰化的富氮流(有时称为富氮空气(NEA))和可用于次级目的或机外倾倒的富氧流。OBIGGS系统的制造商包括但不限于霍尼韦尔、派克汉尼芬、液化空气，并且公开引用的分离水平可高达99%的氮纯度。
[0069]在本文中描述的技术将该技术合并入双燃料(LNG和Jet-Α)或全LNG飞行器，来确保天然气和空气的可燃混合物不在任何机上飞行器或发动机系统中积聚。向LNG驱动飞行器的OBIGGS系统并入与常规的Jet-A或JP-8驱动飞行器相比需要独特且显著不同的架构。以描述用于LNG/天然气驱动飞行器的方式的OBIGGS的利用是完全独特且不同的并且还未在之前描述。
[0070]图8以简化示意图显示了合并系统的一个实施例。飞行器5可包括:涡轮发动机500，其具有抽气输出管线501 ;低温燃料系统502，其具有用于贮存低温燃料的低温燃料箱504和操作地将低温燃料箱504联接至涡轮发动机500的供应管线506。机上惰性气体产生系统(OBIGGS) 510可流体地联接至抽气输出501，并且如在上面所描述，可具有富氮流输出管线512和富氧流输出管线514。富氧流输出管线514示出为如在516处所指示排出机外。
[0071]换热器520可流体地定位在涡轮发动机500和OBIGGS 510之间。抽气输出管线501可前进穿过换热器520。虽然示出了一个换热器520，但是可想到的是，可包括任意数量的换热器。以这种方式，压缩机排放压力或来自涡轮发动机500的其它抽气可前进穿过一个或更多个换热器，来将空气冷却至200° F或更低，这可与OBIGGS制造商的要求一致。这可用最小的压力损失完成。可用来将空气温度降低至可接受水平的(多个)换热器包括发动机预冷却器、外部挤入空气、使用多种器件的发动机风扇空气、Jet-A或LNG燃料、发动机润滑油、和/或涡轮发动机500或飞行器5可获得的任何其它散热器。在OBIGGS 510的上游可包括水和颗粒过滤器522。
[0072]低温燃料箱504示出为定位在也可公知为LNG燃料移送机(skid)的隔间530内