涡轮发动机组件及双燃料飞行器系统的制作方法
【专利说明】涡轮发动机组件及双燃料飞行器系统
[0001]相关申请的交叉引用
本申请请求享有2012年12月28日提交的美国临时专利申请第61/746，739号的权益，该申请以其整体并入本文中。
技术领域
[0002]本文所述的技术大体上涉及飞行器系统，并且更具体地涉及在航空燃气涡轮发动机中使用双燃料的飞行器系统及操作其的方法。
【背景技术】
[0003]一些飞行器发动机可构造成使用一种或更多种燃料来操作，如喷射燃料和/或天然气。
【发明内容】
[0004]在一方面，本发明的实施例涉及一种涡轮发动机组件，包括涡轮芯部，其具有轴向地对准的压缩机区段、燃烧区段、涡轮区段和喷嘴区段，以及低温燃料系统，其具有低温燃料储存器、位于喷嘴区段内的汽化器换热器、将燃料储存器可操作地联接于汽化器换热器的输入的液体供应管线、将汽化器换热器的输出可操作地联接于燃烧区段的气体供应管线，以及第二换热器，其热连接液体供应管线和气体供应管线来将热从气体供应管线传递至液体供应管线。
[0005]在另一方面，本发明的实施例涉及一种用于飞行器的涡轮发动机的双燃料飞行器系统，包括用于控制第一燃料从第一燃料箱至涡轮发动机的流的第一燃料系统，以及用于控制低温燃料至涡轮发动机的流的第二燃料系统，其具有低温燃料储存器、位于喷嘴区段内的汽化器换热器、将燃料储存器可操作地联接于汽化器换热器的输入的液体供应管线、将汽化器换热器的输出可操作地联接于燃烧区段的气体供应管线，以及热连接液体供应管线和气体供应管线来将热从气体供应管线传递至液体供应管线的第二换热器。
【附图说明】
[0006]本文所述的技术可通过参照连同附图进行的以下描述来最佳地理解，在该附图中:
图1为具有双燃料推进系统的示例性飞行器系统的等距视图；
图2为示例性燃料输送/分送系统；
图2a为示例性低温燃料的示例性压力-焓图表中的示例性操作路径；
图3为示出燃料箱和示例性汽化使用的示例性布置的示意图；
图4具有燃料输送和控制系统的示例性双燃料飞行器燃气涡轮发动机的示意性截面视图；
图5为示出示例性换热器的示例性双燃料飞行器燃气涡轮发动机的一部分的示意性截面视图；
图6a为示例性直接换热器的示意图；
图6b为示例性间接换热器的示意图；
图6c为另一个示例性间接换热器的示意图；
图7为用于飞行器系统的示例性飞行任务曲线的示意图；
图8为所有都根据本公开的至少一些方面的包括再生器换热器的示例性汽化器系统的示意图。
【具体实施方式】
[0007]在以下详细描述中，参照附图，该附图形成其一部分。在附图中，相似的标记典型地识别相似的构件，除非上下文另外指示。说明书、附图和权利要求中所述的示范性实施例不旨在为限制性的。可使用其它实施例，并且可作出其它改变，而不脱离此处提出的主题的精神或范围。将容易理解的是，如本文中大体上描述和附图中示出的本公开的方面可以以各种不同构造布置、替换、组合和设计，它们所有都是明确地构想出的，并且构成本公开的一部分。
[0008]图1示出了根据本发明的示例性实施例的飞行器系统5。示例性飞行器系统5具有机身6和附接于机身的机翼7。飞行器系统5具有推进系统100，其产生在飞行中推进飞行器系统所需的推进推力。尽管推进系统100在图1中示为附接于机翼7，但在其它实施例中，其可联接于飞行器系统5的其它部分，如，例如，尾部16。
[0009]示例性飞行器系统5具有用于储存在推进系统100中使用的一种或更多种类型的燃料的燃料储存系统10。如本文在以下进一步说明的，图1中所示的示例性飞行器系统5使用两种类型的燃料。因此，示例性飞行器系统5包括能够储存第一燃料11的第一燃料箱21，以及能够储存第二燃料12的第二燃料箱22。在图1中所示的示例性飞行器系统5中，第一燃料箱21的至少一部分位于飞行器系统5的机翼7中。在图1中所示的一个示例性实施例中，第二燃料箱22在机翼联接于机身的位置附近位于飞行器系统的机身6中。在备选实施例中，第二燃料箱22可位于机身6或机翼7的其它适合位置处。在其它实施例中，飞行器系统5可包括可选的第三燃料箱123，其能够储存第二燃料12。可选的第三燃料箱123可位于飞行器系统的机身的后部中，例如，如图1中示意性所示。
[0010]如本文随后进一步所述，图1中所示的推进系统100为双燃料推进系统，其能够通过使用第一燃料11或第二燃料12，或使用第一燃料11和第二燃料12两者来生成推进推力。示例性双燃料推进系统100包括能够有选择地使用第一燃料11或第二燃料12或以选择的比例使用第一燃料11和第二燃料12两者来生成推进推力的燃气涡轮发动机101。第一燃料可为常规液体燃料，如，基于煤油的喷射燃料，如，本领域中称为Jet-A、JP-8或JP-5的，或其它已知类型或等级。在本文所述的示例性实施例中，第二燃料12为低温燃料，其在非常低温度下储存。在本文所述的一个实施例中，低温第二燃料12为液化天然气(本文中备选称为“LNG”)。低温第二燃料12在低温下储存在燃料箱中。例如，LNG在大约-265 0F下，在大约15psia的绝对压力下储存在第二燃料箱22中。燃料箱可由已知材料制成，如钛、铬镍铁合金、铝或复合材料。
[0011]图1中所示的示例性飞行器系统5包括能够将燃料从燃料储存系统10输送至推进系统100的燃料输送系统50。已知的燃料输送系统可用于输送常规液体燃料，如，第一燃料11。在本文所述和图1和2中所示的示例性实施例中，燃料输送系统50构造成将低温液体燃料，如，例如，LNG，通过导管54输送至推进系统100，导管54传送低温燃料。为了在输送期间大致保持低温燃料的液体状态，燃料输送系统50的导管54的至少一部分绝热并且构造用于传送加压低温液体燃料。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。导管可由已知材料如钛、铬镍铁合金、铝或复合材料制成。
[0012]图1中所示的飞行器系统5的示例性实施例还包括燃料电池系统400，其包括能够使用第一燃料11或第二燃料12中的至少一个产生电能的燃料电池。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的一部分生成功率。
[0013]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，其包括风扇103和芯部发动机108，其具有高压压缩机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，例如，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“开放转子”的一部分，其中，不存在包绕风扇叶片组件的外壳。
[0014]在操作期间，空气沿大致平行于延伸穿过发动机101的中心线轴线15的方向轴向地流过风扇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可具有附加压缩机，其有时在本领域中称为中压压缩机，由另一涡轮级(图4中未示出)驱动。
[0015]在飞行器系统5的操作期间(见图7中所示的示例性飞行曲线)，例如，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使用第一燃料11，如，例如，在起飞期间。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能够同时地使用第一燃料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阶段期间按需要在0%到100%之间变化。
[0016]本文所述的飞行器和发动机系统能够使用两种燃料操作，其中一种可为低温燃料，如，例如，LNG(液化天然气)、另一种为常规基于煤油的喷射燃料，如，Jet-A、JP-8、JP-5或全世界可用的类似的等级。
[0017]Jet-A燃料系统类似于常规飞行器燃料系统，例外的是燃料喷嘴，其能够点燃比例从0%到100%的至燃烧器的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)具有适合的止回阀以保持箱中的特定压力的排出管线；(?)用于液体低温燃料的排出管线；(iii)用以评估箱中存在的低温(LNG)燃料的温度、压力和体积的计量或其它测量能力；(iv)位于低温(LNG)箱中或可选在箱外的增压泵，其增大低温(LNG)燃料的压力来将其输送至发动机；以及(iv)无限地将箱保持在低温下的可选的低温冷却器。
[0018]燃料箱将优选在大气压力下或附近操作，但可在O到10psig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。从箱和增压泵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率材料绝热；以及(iii)用以将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Jet-A辅助燃料箱位于现有的系统上，例如，在前或后的货舱中。作为