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。
[0034]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。
[0035]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，其有时在本领域中称为中压压缩机，由另一个涡轮级驱动(图4中未示出)。
[0036]在飞行器系统5的操作(见图7中所示的示例性飞行曲线)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(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12两者来生成推进推力。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按需要在0%到100%之间变化。
[0037]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)，另一种是常规的基于煤油的喷射燃料，如全世界都可得到的Jet-A, JP-8、JP-5或类似的等级。
[0038]Jet-A燃料系统除燃料喷嘴外类似于常规飞行器燃料系统，该燃料喷嘴能够点燃至燃烧器的成0-100%的比例的Jet-A和低温/LNG。在图1中所示的实施例中，LNG系统包括燃料箱，其可选包含以下特征:(i)具有保持箱中的指定压力的适合止回阀的通风管线；(?)用于液体低温燃料的排出管线；(iii)评估存在于箱中的低温(LNG)燃料的温度、压力和体积的量测或其它测量能力；(iv)位于低温(LNG)箱中或可选在箱外的增压栗，其增大低温(LNG)燃料的压力以将其传输至发动机；以及(iv)将箱不确定地保持在低温温度下的可选的低温冷却器。
[0039]燃料箱将优选在大气压力下或附近操作，但可在0到lOOpsig的范围中操作。燃料系统的备选实施例可包括高箱压力和温度。从箱和增压栗延伸至发动机机架的低温(LNG)燃料管线可具有以下特征:(i)单壁或双壁构造；(ii)真空绝热或低热传导材料绝热；以及
(iii)将LNG流再循环至箱而不将热添加至LNG箱的可选的低温冷却器。低温(LNG)燃料箱可位于飞行器中，其中，常规的Jet-A辅助燃料箱位于现有系统上，例如，在前或后的货舱中。作为备选，低温(LNG)燃料箱可位于中心机翼箱位置。使用低温(LNG)燃料的辅助燃料箱可设计成使得在低温(LNG)燃料将不用于延长时间段的情况下其可被除去。
[0040]高压栗可位于机架中或机载于发动机上，以将低温(LNG)燃料的压力升高到足以将燃料喷射到燃气涡轮燃烧器中的水平。栗可或可不将LNG/低温液体的压力升高到高于低温(LNG)燃料的临界压力(Pc)。本文中称为"汽化器"的可安装在发动机上或附近的换热器将热能添加至液化天然气燃料，升高温度并且使低温(LNG)燃料体积膨胀。来自汽化器的热(热能)可来自许多源。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/或低压涡轮空隙控制空气；(iv)LPT管冷却寄生空气；(V)来自HP涡轮的冷却的冷却空气；(vi)润滑油；或(vii)机载的航空电子装置或电子装置。换热器可为各种设计，包括壳管式、双管、翅片板等，并且可以以并流、逆流或错流方式流动。换热器可与上文列出的热源直接或间接接触。
[0041]控制阀位于上文所述的汽化器/换热器单元下游。控制阀的目的在于横跨与燃气涡轮发动机操作相关联的操作条件范围计量进入燃料歧管中的达到指定水平的流。控制阀的次要目的在于用作背压调节器，将系统的压力设定为高于低温(LNG)燃料的临界压力。
[0042]燃料歧管位于控制阀下游，用于将气态燃料均匀地分配至燃气涡轮燃料喷嘴。在一些实施例中，歧管可以可选地用作换热器，将热能从芯部罩隔间或其它热包绕物传递至低温/LNG/天然气燃料。吹扫歧管系统可以可选地与燃料歧管一起使用，以在气态燃料系统未操作时以压缩机空气(CDP)吹扫燃料歧管。这将防止周向压力变化引起的热气体摄入到气态燃料喷嘴中。可选的是，燃料喷嘴中或附近的止回阀可防止热气体摄入。
[0043]本文中所述的系统的示例性实施例可操作如下:低温(LNG)燃料在大约15psia和大约-265° F下位于箱中。其通过位于飞行器上的增压栗栗送至大约30psi。液体低温(LNG)燃料经由绝热的双壁管线流过机翼至飞行器机架，其中，其逐步增加至大约100到l，500psia，并且可高于或低于天然气/甲烷的临界压力。低温(LNG)燃料接着发送至汽化器，其中，其体积膨胀成气体。汽化器可尺寸确定成保持马赫数和对应压力损失为低的。接着，计量穿过控制阀且进入燃料歧管和燃料喷嘴中的气态天然气，其中其在另外的标准航空燃气涡轮发动机系统中燃烧，向飞机提供推力。当循环条件改变时，增压栗中的压力(例如，大约30psi)和HP栗中的压力(例如，大约l，000psi)保持在大致恒定的水平下。流由计量阀控制。与适当尺寸的燃料喷嘴组合的流的变化导致歧管中的可接受和变化的压力。
[0044]示例性飞行器系统5具有燃料输送系统，用于将一种或更多种类型的燃料从储存系统10输送用于在推进系统100中使用。对于常规的液体燃料，如例如，基于煤油的喷射燃料，可使用常规燃料输送系统。本文中所述和图2和3中示意性所示的示例性燃料输送系统包括用于飞行器系统5的低温燃料输送系统50。图2中所示的示例性燃料系统50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为LNG。还可使用其它备选低温液体燃料。在示例性燃料系统50中，低温液体燃料112 (如例如，LNG)处于第一压力"P1"。压力P1优选接近大气压力，如例如15psia。
[0045]示例性燃料系统50具有增压栗52，使得其与低温燃料箱122流动连通。在操作期间，当双燃料推进系统100中需要低温燃料时，增压栗52从低温燃料箱122除去低温液体燃料112的一部分，并且将其压力增大至第二压力"P2"，并且使其流到位于飞行器系统5的机翼7中的机翼供应导管54中。压力P2选择成使得液体低温燃料在供应导管54中流动期间保持其液态(L)。压力P2可在大约30psia到大约40psia的范围中。基于使用针对LNG的已知方法的分析，发现30psia是足够的。增压栗52可位于飞行器系统5的机身6中的适合位置处。作为备选，增压栗52可定位成接近低温燃料箱122。在其它实施例中，增压栗52可位于低温燃料箱122内。为了在输送期间大致保持低温燃料的液态，隔离机翼供应导管54的至少一部分。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54和增压栗52可使用已知的材料制成，如，钛、铬镍铁合金、铝或复合材料。
[0046]示例性燃料系统50具有高压栗58，其与机翼供应导管54流动连通，并且能够接收由增压栗52供应的低温液体燃料112。高压栗58将液体低温燃料(如例如，LNG)的压力增大至足以将燃料喷射到推进系统100中的第三压力"P3"。压力P3可在大约lOOpsia到大约lOOOpsia的范围中。高压栗58可位于飞行器系统5或推进系统100中的适合位置处。高压栗58优选位于飞行器系统5的机架55中，其支承推进系统100。
[0047]如图2中所示，示例性燃料系统50具有汽化器60，用于将低温液体燃料112变为气态(G)燃料13。汽化器60接收高压低温液体燃料，并且将热(热能)添加至低温液体燃料(如例如，LNG)，升高其温度并且使其体积膨胀。热(热能)可从推进系统100中的一个或更多个源供应。例如，用于在汽化器中使低温液体燃料汽化的热可从若干源中的一个或更多个供应，如例如，燃气涡轮排气99、压缩机105、高压涡轮155、低压涡轮157、风扇旁路107、涡轮冷却空气、发动机中的润滑油、飞行器系统航空电子装置/电子装置，或推进系统100中的任何热源。由于出现在汽化器60中的热交换，汽化器60可作为备选称为换热器。汽化器60的换热器部分可包括壳管类型的换热器，或双管