包括恒温膨胀阀的双重燃料航空器系统的制作方法
【专利说明】包括恒温膨胀阀的双重燃料航空器系统
[0001]相关申请的交叉引用
本申请要求2012年11月30日提交的美国临时专利申请N0.61/731,545的优先权，该申请整体地结合在本文中。
技术领域
[0002]本文描述的技术大体涉及航空器系统，并且更特别地，涉及在航空燃气涡轮发动机中使用双重燃料的航空器系统及其运行方法。
【背景技术】
[0003]诸如液化天然气(LNG)的某些低温燃料可比传统的喷气机燃料更便宜。目前在传统燃气涡轮应用中进行冷却的方法使用压缩空气或传统的液体燃料。使用压缩机空气来进行冷却可降低发动机系统的效率。
[0004]因此，具有一种在航空燃气涡轮发动机中使用双重燃料的航空器系统将是合乎需要的。具有一种可由航空燃气涡轮发动机推进的航空器系统将是合乎需要的，可使用传统的喷气机燃料和/或较廉价的低温燃料(诸如液化天然气(LNG))来运行航空燃气涡轮发动机。较高效地冷却航空燃气涡轮构件和系统将是合乎需要的。为了降低运行成本，在发动机中具有改进的效率和较低的燃料消耗率将是合乎需要的。具有一种使用双重燃料的航空燃气涡轮发动机将是合乎需要的，双重燃料可减小环境影响，其具有较少的温室气体(CO2)、氮氧化物NOx、一氧化碳CO、未燃烧的烃和烟。
【发明内容】
[0005]一方面，本发明的实施例涉及一种涡轮发动机组件，其具有:涡轮核心，其具有沿轴向对齐的压缩机区段、燃烧区段、涡轮区段和喷嘴区段；以及液化天然气(LNG)燃料系统，其具有LNG储存器、蒸发器热交换器、可操作地将LNG储存器联接到蒸发器热交换器的输入上的第一液体供应管线、可操作地将蒸发器热交换器的输出联接到燃烧区段上的气体供应管线、可操作地将LNG储存器联接到气体供应管线上的第二液体供应管线；以及恒温膨胀阀(TEV)，其控制从第二液体供应管线到气体供应管线的LNG流，并且具有可操作地在TEV下游联接到气体供应管线上的温度传感器，其中，TEV基于气体供应管线内的流体的温度来控制通过第二液体供应管线的LNG的流率。
[0006]另一方面，本发明的实施例涉及一种用于航空器的涡轮发动机的双重燃料航空器系统，并且包括用于控制从第一燃料箱到涡轮发动机的第一燃料流的第一燃料系统和用于控制通往涡轮发动机的液化天然气流的第二燃料系统，所述燃料系统具有LNG储存器、安装在涡轮发动机上或其附近的蒸发器热交换器、可操作地将LNG储存器联接到蒸发器热交换器的输入上的第一液体供应管线、可操作地将蒸发器热交换器的输出联接到涡轮发动机上的气体供应管线、可操作地将LNG储存器联接到气体供应管线上的第二液体供应管线；以及恒温膨胀阀(TEV)，其控制从第二液体供应管线到气体供应管线的LNG流，并且具有可操作地在TEV下游联接到气体供应管线上的温度传感器，其中，TEV基于气体供应管线内的流体的温度来控制通过第二液体供应管线的LNG的流率。
【附图说明】
[0007]通过参照结合附图得到的以下描述，可最佳地理解本文描述的技术，其中:
图1是具有双重燃料推进系统的示例性航空器系统的立体图；
图2是示例性燃料输送/分配系统；
图2a是示例性低温燃料的示意性压力-焓表中的示例性运行路径；
图3是显示燃料箱的示例性布置和示例性沸腾用途的示意图；
图4是具有燃料输送和控制系统的示例性双重燃料航空器燃气涡轮发动机的示意性横截面图；
图5是示例性双重燃料航空器燃气涡轮发动机的一部分的示意性横截面图，其显示示意性热交换器；
图6a是示例性直接热交换器的示意图；
图6b是示例性间接热交换器的示意图；
图6c是另一个示例性间接热交换器的示意图；
图7是用于航空器系统的示例性飞行任务图的示意性标图；
图8是涡轮风扇发动机和蒸发器的示意图；
图9是根据本发明的实施例的涡轮风扇发动机、LNG蒸发器和恒温膨胀阀的示意图；
图10是可在图9的LNG蒸发器中使用的恒温膨胀阀的示意图；
图11是恒温膨胀回路的示意图；
图12是可在图9的LNG蒸发器中使用的备选恒温膨胀阀的示意图；
图13是可在图9的LNG蒸发器中使用的备选恒温膨胀阀的示意图；以及图14是可在图9的LNG蒸发器中使用的备选恒温膨胀阀的示意图。
【具体实施方式】
[0008]参照本文的附图，相同参考标号在各种视图中表示相同元件。
[0009]图1显示根据本发明的示例性实施例的航空器系统5。示例性航空器系统5具有机身6和附连到机身6上的机翼7。航空器系统5具有推进系统100，推进系统100在飞行中产生推进航空器系统5所需的推进力。虽然在图1中显示了推进系统100附连到机翼7上，但在其它实施例中，推进系统100可联接到航空器系统5的其它部分上，诸如例如尾翼部分16。
[0010]示例性航空器系统5具有用于存储在推进系统100中使用的一种或多种类型的燃料的燃料存储系统10。图1中显示的示例性航空器系统5使用两种类型的燃料，如本文在下面进一步阐明的那样。因此，示例性航空器系统5包括能够存储第一燃料11的第一燃料箱21和能够存储第二燃料12的第二燃料箱22。在图1中显示的示例性航空器系统5中，第一燃料箱21的至少一部分位于航空器系统5的机翼7中。在图1中显示的一个示例性实施例中，第二燃料箱22位于航空器系统5的机身6中，在机翼7联接到机身6上的位置附近。在备选实施例中，第二燃料箱22可位于机身6或机翼7中的其它适当的位置处。在其它实施例中，航空器系统5可包括能够存储第二燃料12的可选的第三燃料箱123。可选的第三燃料箱123可位于航空器系统5的机身6的后部部分中，诸如例如图1中示意性地显示的那样。
[0011]如下文进一步描述的那样，图1中显示的推进系统100是双重燃料推进系统，它能够通过使用第一燃料11或第二燃料12，或者使用第一燃料11和第二燃料12两者，来产生推进力。示例性双重燃料推进系统100包括燃气涡轮发动机101，燃气涡轮发动机101能够选择性地使用第一燃料11或第二燃料21，或者以选定比例使用第一燃料和第二燃料两者，来产生推进力。第一燃料可为传统的液体燃料，诸如基于煤油的喷气机燃料，诸如在本领域中已知的Jet-A、JP-8或JP-5或其它已知类型或等级。在本文描述的示例性实施例中，第二燃料12是在非常低的温度下存储的低温燃料。在本文描述的一个实施例中，低温第二燃料12是液化天然气(备选地在本文称为“LNG”)。低温第二燃料12在低温下存储在燃料箱中。例如，LNG在大约-265 °FT以大约15 psia的绝对压力存储在第二燃料箱22中。燃料箱可由已知材料制成，诸如钛、铬镍铁合金、铝或复合材料。
[0012]图1中显示的示例性航空器系统5包括燃料输送系统50，燃料输送系统50能够将燃料从燃料存储系统10输送到推进系统100。已知的燃料输送系统可用于输送传统的液体燃料，诸如第一燃料11。在本文描述的和图1和2中显示的示例性实施例中，燃料输送系统50构造成通过管道54将低温液体燃料(诸如例如LNG)输送到推进系统100，管道54传送低温燃料。为了在输送期间基本保持低温燃料的液体状态，燃料输送系统50的管道54的至少一部分被隔离，并且构造成传送经加压的低温液体燃料。在一些示例性实施例中，管道54的至少一部分具有双壁结构。管道可由已知材料制成，诸如钛、铬镍铁合金、铝或复合材料。
[0013]图1中显示的航空器系统5的示例性实施例进一步包括燃料电池系统400，包括能够使用第一燃料11或第二燃料12中的至少一个来产生电功率的燃料电池。燃料输送系统50能够将燃料从燃料存储系统10输送到燃料电池系统400。在一个示例性实施例中，燃料电池系统400使用由双重燃料推进系统100使用的低温燃料12的一部分来产生功率。
[0014]推进系统100包括燃气涡轮发动机101，燃气涡轮发动机101通过在燃烧器中燃烧燃料来产生推进力。图4是示例性燃气涡轮发动机101的示意图，其包括风扇103和核心发动机108，核心发动机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和升压器104。示例性燃气涡轮发动机101具有风扇103，风扇133产生至少一部分推进力。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来联接在一起，并且压缩机105和涡轮155使用第二转子轴115来联接在一起。在诸如例如图4中显示的一些应用中，风扇103叶片组件至少部分地定位在发动机壳116内。在其它应用中，风扇103可形成“开放转子”的一部分，其中，没有壳包围风扇叶片组件。
[0015]在运行期间，空气沿轴向，沿基本平行于延伸通过发动机101的中心线轴线15的方向流过风扇103，并且压缩空气供应到高压压缩机105。经高度压缩的空气输送到燃烧器90。来自燃烧器90的热气体(图4中未显示)驱动涡轮155和157。涡轮157通过轴114驱动风扇103，而且类似地，涡轮155通过轴115驱动压缩机105。在备选实施例中，发动机101可具有由另一个涡轮级(图4中未显示)驱动的额外的压缩机，这有时在本领域中被称为中压压缩机。
[0016]在航空器系统5的运行期间(参见图7中显示的示例性飞行曲线)，推进系统100中的燃气涡轮发动机101可在推进系统的运行的第一选定部分(诸如例如在起飞期间)使用例如第一燃料11。推进系统100可在推进系统的运行的第二选定部分期间(诸如在巡航期间)，使用第二燃料12，诸如例如LNG。备选地，在航空器系统5的运行的选定部分期间，燃气涡轮发动机101能够同时使用第一燃料11和第二燃料12两者来产生推进力。在推进系统的运行的各种阶段期间，第一燃料和第二燃料的比例可适当地在0%至100%之间改变。
[0017]本文描述的航空器和发动机系统能够使用两种燃料来运行，其中一种可为低温燃料，诸如例如LNG(液化天然气)，另一种可为传统的基于煤油的喷气机燃料，诸如Jet-A、JP-8、JP-5或在全世界范围内可获得的相似等级的燃料。
[0018]Jet-A燃料系统类似于传统的航空器燃料系统，燃料喷嘴除外，燃料喷嘴能够以0-100%的比例将Jet-A和低温/LNG喷射向燃烧器。在图1中显示的实施例中，LNG系统包括燃料箱，燃料箱可选地包含以下特征:(i)通气管线，其用以在箱中保持规定压力的合适的止回阀；(ii)用于液体低温燃料的排泄管线；(iii)用以评价箱中存在的低温(LNG)燃料的温度、压力和体积的测定或其它测量能力；(iv)位于低温(LNG)箱中或者可选地位于箱外部的增压泵，其提高低温(LNG)燃料的压力，以将其传送到发动机；以及(iv)用以使箱无限地保持处于低温温度的可选的低温冷却器。
[0019]燃料箱将优选地在大气压力下或在大气压力附近运行，但可在O至100 psig的范围中运行。燃料系统的备选实施例可包括高的箱压力和温度。从箱和增压泵延伸到发动机外挂架的低温(LNG)燃料管线可具有以下特征:(i)单壁或双壁结构；(ii)真空隔离或低导热率材料隔离；以及(iii)可选的低温冷却器，其用以使LNG流再循环到箱，而不对LNG箱添加热。低温(LNG)燃料箱可位于航空器中，其中，传统的Jet-A辅助燃料箱位于现有系统上，例如在前部或后部货舱中。备选地，低温(LNG)燃料箱可位于中间机翼箱位置上。利用低温(LNG)燃料的辅助燃料箱可设计成使得能够在很长的时间里不使用低温(LNG)燃料的情况下移除它。
[0020]高压泵可位于外挂架中，或者位于发动机上