类型的换热器，或翅片和板类型的换热器。汽化器中的热流体和冷流体流可为并流、逆流或错流的流类型。汽化器中的热流体与冷流体之间的热交换可直接通过壁发生，或使用中间工作流体间接发生。
[0048]低温燃料输送系统50包括流动计量阀65 (" FMV"，也称为控制阀)，其与汽化器60和歧管70流动连通。流动计量阀65位于上文所述的汽化器/热交换单元的下游。FMV(控制阀)的目的在于横跨与燃气涡轮发动机的操作相关联的操作条件范围计量进入燃料歧管70中的达到指定水平的燃料流。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燃料如LNG的临界压力。流动计量阀65接收从汽化器供应的气态燃料13，并且将其压力减小至第四压力"P4"。歧管70能够接收气态燃料13，并且将其分配至燃气涡轮发动机101中的燃料喷嘴80。在优选实施例中，汽化器60将低温液体燃料112变为大致恒定压力下的气态燃料13。图2a示意性地示出了输送系统50中的各点处的燃料的状态和压力。
[0049]低温燃料输送系统50还包括位于燃气涡轮发动机101中的多个燃料喷嘴80。燃料喷嘴80将气态燃料13输送到燃烧器90中用于燃烧。位于控制阀65下游的燃料歧管70用于将气态燃料13均匀地分配至燃气涡轮燃料喷嘴80。在一些实施例中，歧管70可以可选地用作换热器，将热能从推进系统芯部罩隔间或其它热包绕物传递至LNG/天然气燃料。在一个实施例中，燃料喷嘴80构造成有选择地接收常规液体燃料(如，常规基于煤油的液体燃料)或由汽化器从低温液体燃料如LNG生成的气态燃料13。在另一个实施例中，燃料喷嘴80构造成有选择地接收液体燃料和气态燃料13，并且构造成将气态燃料13和液体燃料供应至燃烧器90，以便于两种类型的燃料的共同燃烧。在另一个实施例中，燃气涡轮发动机101包括多个燃料喷嘴80，其中燃料喷嘴80中的一些构造成接收液体燃料，并且燃料喷嘴80中的一些构造成接收气态燃料13，并且合适地布置用于在燃烧器90中燃烧。
[0050]在本发明的另一个实施例中，燃气涡轮发动机101中的燃料歧管70包括可选的吹扫歧管系统，以在气态燃料系统未操作时利用来自发动机的压缩机空气或其它空气吹扫燃料歧管。这将防止燃烧器90中的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用于防止热气体摄入在燃料喷嘴或歧管中。
[0051]在示例性双燃料燃气涡轮中，使用LNG作为低温液体燃料的本文中所述的推进系统描述如下:LNG在15psia和-265° F下位于箱22，122中。其通过位于飞行器上的增压栗52栗送至大约30psi。液体LNG经由绝热的双壁管线54流过机翼7至飞行器机架55，其中，其逐步增大至100到1，500psia，并且可高于或低于天然气/甲烷的临界压力。液化天然气接着发送至汽化器60，其中其体积膨胀成气体。汽化器60尺寸确定成保持马赫数和对应压力损失较低。接着，计量穿过控制阀65且进入燃料歧管70和燃料喷嘴80中的气态天然气，其中，其在双燃料航空燃气涡轮系统100，101中燃烧，向飞行器系统5提供推力。当循环条件改变时，增压栗中的压力(30psi)和HP栗58中的压力(l，000psi)保持在大致恒定的水平下。流由计量阀65控制。与适当尺寸的燃料喷嘴组合的流变化导致歧管中的可接受和变化的压力。
[0052]双燃料系统由用于基于煤油的燃料(Jet-A、JP-8, JP-5等)和低温燃料(例如，LNG)的并联燃料输送系统构成。除燃烧器燃料喷嘴之外，煤油燃料输送与当前设计大致未变化，该燃烧器燃料喷嘴设计成以任何比例共同点燃煤油和天然气。如图2中所示，低温燃料(例如，LNG)燃料输送系统由以下特征构成:(A)能够使用从0到100%的任何比例的低温燃料(例如，LNG)和Jet-A的双燃料喷嘴和燃烧系统；⑶燃料歧管和输送系统，其还用作换热器，将低温燃料(例如，LNG)加热至气体或超临界流体。歧管系统设计成以一致的方式将燃料同时输送至燃烧器燃料喷嘴，并且从包绕的芯部罩、排气系统或其它热源吸收热，消除或最小化对单独的换热器的需要；(C)燃料系统，该燃料系统将以其液态的低温燃料(例如，LNG)栗送高达高于或低于临界压力，并且添加来自一定数量的源中的任一种的热；(D)浸没在低温燃料(例如，LNG)燃料箱(可选位于燃料箱外)中的低压低温栗；(E)高压低温栗，其位于飞行器机架中，或可选地机载于发动机或机舱上，以栗送至高于低温燃料(例如，LNG)的临界压力的压力。(F)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CDP空气吹扫燃料歧管。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。
(G)从箱和增压栗延伸至发动机机架的低温燃料(例如，LNG)管线具有以下特征:(1)单壁或双壁构造，(2)真空绝热或可选的低热传导绝热材料如气凝胶，(3)可选的低温冷却器，其用以将低温燃料(例如，LNG)流再循环至箱，而不将热添加至低温燃料(例如，LNG)箱。
(H)高压栗位于机架中或机载于发动机上。该栗将低温燃料(例如，LNG)的压力升高至足以将天然气燃料喷射到燃气涡轮燃烧器中的水平。栗可或可不将低温液体(例如，LNG)的压力升高到高于低温燃料(例如，LNG)的临界压力(Pc)。
[0053]II1.燃料储存系统
[0054]图1中所示的示例性飞行器系统5包括低温燃料储存系统10，如例如图3中所示，用于储存低温燃料。示例性低温燃料储存系统10包括低温燃料箱22，122，其具有形成储存容积24的第一壁23，储存容积24能够储存低温液体燃料12，如例如，LNG。如图3中示意性所示，示例性低温燃料储存系统10具有能够使低温液体燃料12流入储存容积24中的入流系统32，以及适于从低温燃料储存系统10输送低温液体燃料12的出流系统30。其还包括排出系统40，其能够从储存容积24中的低温液体燃料12除去气态燃料19 (其可在储存期间形成)的至少一部分。
[0055]图3中所示的示例性低温燃料储存系统10还包括再循环系统34，其适于使未使用的气态燃料19的至少一部分29返回到低温燃料箱22中。在一个实施例中，再循环系统34包括低温冷却器42，低温冷却器42在使其返回到低温燃料箱22，122中之前冷却未使用的气态燃料19的部分29。低温冷却器42操作的示例性操作如下:在示例性实施例中，来自燃料箱的沸溶物可使用反向兰金制冷系统(也称为低温冷却器)来再冷却。低温冷却器可由来自机载于飞行器系统5上的可用系统中的任一个的电功率供能，或通过陆基功率系统，如，可在停放在登机门时为可用的那些。低温冷却器系统还可用于在双燃料飞行器燃气涡轮发动机101共同点燃过渡期间在燃料系统中再液化天然气。
[0056]燃料储存系统10还可包括安全释放系统45，其适于排出可在低温燃料箱22中形成的任何高压气体。在图3中示意性示出的一个示例性实施例中，安全释放系统45包括形成第一壁23的一部分的防爆盘46。防爆盘46为安全特征，其使用已知方法设计以在燃料箱22内过压的情况下爆裂并且释放任何高压气体。
[0057]低温燃料箱22可具有单壁构造或双壁构造。例如，低温燃料箱22还可包括(例如，见图3)第二壁25，其大致包封第一壁23。在箱的一个实施例中，存在第一壁23与第二壁25之间的间隙26，以便热隔离箱来减小横跨箱壁的热流。在一个示例性实施例中，在第一壁23与第二壁25之间的间隙26中存在真空。真空可由真空栗28产生和保持。作为备选，为了向箱提供绝热，第一壁23与第二壁25之间的间隙26可大致填充有已知的绝热材料27，如例如气凝胶。可使用其它适合的绝热材料。可包括挡板17来控制箱内的液体的移动。
[0058]图3中所示的低温燃料储存系统10包括具有输送栗31的出流系统30。输送栗可位于箱22附近的方便位置处。为了减少到低温燃料中的热传递，可优选的是使输送栗31位于低温燃料箱22中，如图3中示意性示出的。排出系统40排出可形成在燃料箱22中的任何气体。这些排出的气体可在飞行器系统5中以若干有用方式利用。图3中示意性地示出了这些方式中的少许。例如，气态燃料19的至少一部分可供应至飞行器推进系统100用于在发动机中冷却或燃烧。在另一个实施例中，排出系统40将气态燃料19的至少一部分供应至焚烧器，并且将来自焚烧器的燃烧产物进一步安全地排出到飞行器系统5外。在另一个实施例中，排出系统40将气态燃料19的至少一部分供应至辅助功率单元180，其将辅助功率供应至飞行器系统5。在另一个实施例中，排出系统40将气态燃料19的至少一部分供应至产生功率的燃料电池182。在另一个实施例中，排出系统40将气态燃料19的至少一部分释放到低温燃料箱22外。
[0059]燃料储存系统、包括燃料箱的其构件，以及示例性子系统和构件的示例性操作描述如下。
[0060]天然气在近似大约-260° F的温度和大气压力下以液体形式(LNG)存在。为了保持机载于乘用、货用、军用或专用航空飞行器上的这些温度和压力，下文识别的特征以选择组合允许了 LNG的安全、有效和成本有效的储存。参照图3，这些包括:
[0061](A)燃料箱21，22，其由合金构成，如但不限于铝AL5456和较高强度铝AL5086或其它适合的合金。
[0062](B)燃料箱21，22，其由轻质的复合材料构成。
[0063](C)以上的箱21，22